CN115828713B - 一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于非变容式发动机叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，其设计依次对叶冠啮合角、叶冠工作面面积、叶冠预扭角进行设计，采用有限元分析、动应力测试实验相结合的方法进行系统的反馈设计，能够有效保证对叶冠啮合角、工作面积、预扭角的可靠设计，满足叶片全寿命设计要求，保证航空发动机运行的安全。

Description

一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法

技术领域

本申请属于非变容式发动机叶片设计技术领域，具体涉及一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法。

背景技术

航空发动机设计为了追求质量、尺寸优势，多采用单级高负荷低压涡轮转子叶片，并以单晶材料制造，同时，为了取得较大的落压比、功率，设计叶片较长，展弦比较大，在此基础上，为了避免叶片振动，设计为带冠结构，叶冠的啮合角、工作面面积、预扭角是叶片减振的关键设计参数，关乎航空发动机运行的安全，然而，当前，缺少对叶冠啮合角、工作面积、预扭角系统可靠的设计方法，缺少反馈设计，难以满足叶片全寿命设计要求。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，包括：

叶冠啮合角设计步骤：

开展有限元分析，确定叶冠一阶振型下的振动方向角θ；

设定叶冠啮合角β，叶冠啮合角β大于叶冠一阶振型下的振动方向角θ的数目为5°～10 ° ；

开展动应力测试，确定叶冠振动应力较大的振型是否为一阶弯曲，若否，则重新设定叶冠啮合角β；

判断叶冠长期工作磨损量是否满足全寿命设计要求，若否，则减小叶冠啮合角β，重新设定叶冠啮合角β；

叶冠工作面面积设计步骤：

确定叶冠工作面长度A=1/4•W/sinβ，其中，W为叶冠工作面宽度；

开展有限元分析，确定最大工作状态下相邻叶片叶冠盆、背侧径向变形差△；

设定叶冠工作面接触高度为H-△，其中，H为叶冠工作面高度；

按照相邻叶片叶冠间接触应力中值为30MPa，反求接触面积，进而得到叶冠工作面高度H；

判断叶冠长期工作磨损量是否满足全寿命设计要求，若否，则先增大叶冠工作面高度H，再增大叶冠工作面长度A，重新设计叶冠工作面高度H、叶冠工作面长度A；

叶冠预扭角设计步骤：

计算叶冠工作面法向间距L=2π×R/n×sinβ，其中，R为叶冠工作面半径高度，n为叶片数量；

开展有限元分析，在叶冠工作面法向施加200N，得到叶冠扭转角Ø；

计算叶冠扭转刚度K=200×L/Ø；

开展有限元分析，设定叶冠工作面自由，施加最大工况下的离心、温度、气动载荷，得到叶片回弹角，进而得出叶片回弹产生的挤压力；

开展有限元分析，得到叶片伸长以及叶冠膨胀变化产生的挤压力；

计算叶冠总挤压力M=0.0162×K+125.1；

从叶冠总挤压力中扣除叶片回弹产生的挤压力、叶片伸长以及叶冠膨胀变化产生的挤压力，反推得到叶冠预扭角α；

开展有限元分析，判断叶冠是否满足强度设计要求，若否，则重新设计叶冠预扭角α；

开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力超过50MPa，则增大叶冠预扭角α，若动应力小于50MPa，则减小叶冠预扭角α。

根据本申请的至少一个实施例，上述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法中，还包括：

叶冠使用寿命校核步骤：

开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力储备大于1.67，则增大叶冠预扭角α，直至动应力储备为1.67，得到叶冠最大预扭角α_max，以叶冠最大预扭角α_max作为叶冠预扭角α；

开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力储备小于1.67，则减小叶冠预扭角α，直至动应力储备为1.67，得到叶冠最小预扭角α_min；

计算叶冠可用磨损量P=2πR/n×（sin（β+α_max）- sin（β+α_min））；

根据叶冠磨损试验或者实际使用记录的磨损曲线，得到叶冠工作时间与磨损量的关系，反推得到叶冠的使用寿命，若叶冠的使用寿命小于航空发动机寿命，则设计检修时间，对叶冠进行检修、更换。

本申请至少存在以下有益技术效果：

提供一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，其设计依次对叶冠啮合角、叶冠工作面面积、叶冠预扭角进行设计，采用有限元分析、动应力测试实验相结合的方法进行系统的反馈设计，能够有效保证对叶冠啮合角、工作面积、预扭角的可靠设计，满足叶片全寿命设计要求，保证航空发动机运行的安全。

附图说明

图1是航空发动机单晶涡轮叶片叶冠的示意图；

图2是图1的C-C向剖视图；

图3是航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法的示意图；

图4是叶冠啮合角设计步骤的示意图；

图5是叶冠工作面面积设计步骤的示意图；

图6是叶冠预扭角设计步骤的示意图；

图7是叶冠使用寿命校核步骤的示意图；

其中：

α为叶冠预扭角；

β为叶冠啮合角；

A为叶冠工作面长度；

H为叶冠工作面高度；

L为叶冠工作面法向间距；

R为叶冠工作面半径高度。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图7对本申请做进一步详细说明。

一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，如图3所示，包括：

叶冠啮合角设计步骤，如图4所示：

开展有限元分析，确定叶冠一阶振型下的振动方向角θ；

设定叶冠啮合角β，叶冠啮合角β大于叶冠一阶振型下的振动方向角θ的数目为5°～10 °；

开展动应力测试，确定叶冠振动应力较大的振型是否为一阶弯曲，若否，则重新设定叶冠啮合角β，主要保证叶冠的一阶减振效果；

判断叶冠长期工作磨损量是否满足全寿命设计要求，若否，则减小叶冠啮合角β，重新设定叶冠啮合角β；

叶冠工作面面积设计步骤，如图5所示：

实际中，叶片叶尖截面设计完成后，叶冠要完全包裹叶尖截面,由此叶冠工作面宽度W也基本确定，叶冠工作面在轴向的投影通常占整个叶冠宽度的1/4，以此确定叶冠工作面长度A=1/4•W/sinβ；

开展有限元分析，确定最大工作状态下相邻叶片叶冠盆、背侧径向变形差△；

设定叶冠工作面接触高度为H-△，其中，H为叶冠工作面高度；

按照相邻叶片叶冠间接触应力中值为30MPa，反求接触面积，进而得到叶冠工作面高度H；

判断叶冠长期工作磨损量是否满足全寿命设计要求，若否，则先增大叶冠工作面高度H，再增大叶冠工作面长度A，重新设计叶冠工作面高度H、叶冠工作面长度A，设计叶冠工作面高度H、叶冠工作面长度A过程中考虑叶冠工作面转接角导致的面积减小；

叶冠预扭角设计步骤，如图6所示：

叶冠预扭角、叶片产生的回弹角、叶片伸长以及叶冠膨胀变化共同组成叶片工作中的挤压力，其中，叶冠预扭角所占比重较大，且为调整叶冠紧度的关键参数，至关重要；

计算叶冠工作面法向间距L=2π×R/n×sinβ，其中，R为叶冠工作面半径高度，n为叶片数量；

开展有限元分析，在叶冠工作面法向施加200N，得到叶冠扭转角Ø；

计算叶冠扭转刚度K=200×L/Ø；

开展有限元分析，设定叶冠工作面自由，施加最大工况下的离心、温度、气动载荷，得到叶片回弹角，进而得出叶片回弹产生的挤压力；

开展有限元分析，得到叶片伸长以及叶冠膨胀变化产生的挤压力，一般认为叶片伸长以及叶冠膨胀变化产生的挤压力能够相互抵消；

计算叶冠总挤压力M=0.0162×K+125.1；

从叶冠总挤压力中扣除叶片回弹产生的挤压力、叶片伸长以及叶冠膨胀变化产生的挤压力，反推得到叶冠预扭角α；

开展有限元分析，判断叶冠是否满足强度设计要求，若否，则重新设计叶冠预扭角α；

开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力超过50MPa，则增大叶冠预扭角α，若动应力小于50MPa，则减小叶冠预扭角α。

对于上述实施例公开的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，领域内技术人员可以理解的是，其设计依次对叶冠啮合角、叶冠工作面面积、叶冠预扭角进行设计，采用有限元分析、动应力测试实验相结合的方法进行系统的反馈设计，能够有效保证对叶冠啮合角、工作面积、预扭角的可靠设计，满足叶片全寿命设计要求，保证航空发动机运行的安全。

在一些可选的实施例中，上述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法中，还包括：

叶冠使用寿命校核步骤：

在叶冠啮合角设计步骤、叶冠工作面面积设计步骤、叶冠预扭角设计步骤后，已经确定了能够满足强度储备要求的叶冠设计参数，一般都有一定的强度储备，在相关设计要求的前提下，最大可能的增大叶冠预扭角α，可提高叶冠允许磨损量的上限，开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力储备大于1.67，则增大叶冠预扭角α，直至动应力储备接近1.67，得到叶冠最大预扭角α_max，以叶冠最大预扭角α_max作为叶冠预扭角α；

为了减少试验成本，可在保证叶片回弹作用下，仍然有一定的紧度，避免叶片紧度过小甚至消失，设计叶冠最小预扭角，开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力储备小于1.67，则减小叶冠预扭角α，直至动应力储备接近1.67，得到叶冠最小预扭角α_min；

计算叶冠可用磨损量P=2πR/n×（sin（β+α_max）- sin（β+α_min））；

根据叶冠磨损试验或者实际使用记录的磨损曲线，得到叶冠工作时间与磨损量的关系，反推得到叶冠的使用寿命，若叶冠的使用寿命小于航空发动机寿命，则设计检修时间，对叶冠进行检修、更换，以保证航空发动的安全运行。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，其特征在于，包括：

叶冠啮合角设计步骤：

开展有限元分析，确定叶冠一阶振型下的振动方向角θ；

设定叶冠啮合角β，叶冠啮合角β大于叶冠一阶振型下的振动方向角θ的数目为5°～10°；

开展动应力测试，确定叶冠振动应力较大的振型是否为一阶弯曲，若否，则重新设定叶冠啮合角β；

判断叶冠长期工作磨损量是否满足全寿命设计要求，若否，则减小叶冠啮合角β，重新设定叶冠啮合角β；

叶冠工作面面积设计步骤：

确定叶冠工作面长度A=1/4•W/sinβ，其中，W为叶冠工作面宽度；

开展有限元分析，确定最大工作状态下相邻叶片叶冠盆、背侧径向变形差△；

设定叶冠工作面接触高度为H-△，其中，H为叶冠工作面高度；

按照相邻叶片叶冠间接触应力中值为30MPa，反求接触面积，进而得到叶冠工作面高度H；

判断叶冠长期工作磨损量是否满足全寿命设计要求，若否，则先增大叶冠工作面高度H，再增大叶冠工作面长度A，重新设计叶冠工作面高度H、叶冠工作面长度A；

叶冠预扭角设计步骤：

计算叶冠工作面法向间距L=2π×R/n×sinβ，其中，R为叶冠工作面半径高度，n为叶片数量；

开展有限元分析，在叶冠工作面法向施加200N，得到叶冠扭转角Ø；

计算叶冠扭转刚度K=200×L/Ø；

开展有限元分析，设定叶冠工作面自由，施加最大工况下的离心、温度、气动载荷，得到叶片回弹角，进而得出叶片回弹产生的挤压力；

开展有限元分析，得到叶片伸长以及叶冠膨胀变化产生的挤压力；

计算叶冠总挤压力M=0.0162×K+125.1；

从叶冠总挤压力中扣除叶片回弹产生的挤压力、叶片伸长以及叶冠膨胀变化产生的挤压力，反推得到叶冠预扭角α；

开展有限元分析，判断叶冠是否满足强度设计要求，若否，则重新设计叶冠预扭角α；

开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力超过50MPa，则增大叶冠预扭角α，若动应力小于50MPa，则减小叶冠预扭角α。

2.根据权利要求1所述的航空发动机单晶涡轮叶片叶冠设计方法，其特征在于，

还包括：

叶冠使用寿命校核步骤：

开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力储备大于1.67，则增大叶冠预扭角α，直至动应力储备为1.67，得到叶冠最大预扭角α_max，以叶冠最大预扭角α_max作为叶冠预扭角α；

开展动应力测试实验，进行叶冠强度储备分析，若动应力储备小于1.67，则减小叶冠预扭角α，直至动应力储备为1.67，得到叶冠最小预扭角α_min；

计算叶冠可用磨损量P=2πR/n×（sin（β+α_max）- sin（β+α_min））；

根据叶冠磨损试验或者实际使用记录的磨损曲线，得到叶冠工作时间与磨损量的关系，反推得到叶冠的使用寿命，若叶冠的使用寿命小于航空发动机寿命，则设计检修时间，对叶冠进行检修、更换。

Images