关于一种新型叶根前缘结构的研究

罗炜晗

摘 要：本文通过有限元循环对称分析法对带新型叶根前缘结构的离心叶轮进行了结构强度和振动特性计算分析。计算结果表明，新型叶根前缘结构对叶片固有频率及各阶振型几乎无影响;新型叶根前缘结构不仅不会改变离心叶轮的应力分布，而且可以有效地降低叶片叶根前缘的当量应力，从而提高叶片使用寿命和发动机的可靠性。

关键词：叶根前缘;离心叶轮;振动特性;最大当量应力

中图分类号：TM315 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2020）12-0091-03

0引言

现代航空发动机中，整体叶盘结构已经被广泛应用，它是提高发动机性能、简化结构、降低重量、减少故障率、提高耐久性与可靠性的重要措施。传统的整体叶盘在叶根进气缘处的加工方式为：球头刀具以叶片与盘体内流道面交线为轨迹，在叶根进气缘处转向，从叶片的一侧运动到另一侧，从而加工出叶根倒角，形成的叶根进气缘结构。一种新型的叶根进气缘结构的特点是：叶根进气缘处会在内流道面上沿叶片方向自然地延伸一段距离形成叶根前缘，与叶片进气缘、内流道面和叶根倒角光顺连接。目前，这种叶根前缘结构对离心叶轮气动性能的影响已通过专项对比试验得出，但对叶根前缘结构对离心叶轮结构强度的影响的认知还十分有限，缺乏理论分析。

本文通过NX7.5三维建模软件，在某离心叶轮模型上添加了新型叶根前缘结构，并运用有限元分析软件通过有限元循环对称分析法进行强度对比分析，得出叶根前缘结构对离心叶轮强度的影响。

1研究方法

1.1叶片三维建模

带新型叶根前缘结构的离心叶轮三维模型通过更改气动设计的叶型截面前缘部分得到。未更改前的叶型截面数据如图1所示，通过更改靠近叶根位置的叶型截面前缘部分并保证叶根前缘部分光顺连接得到新型叶根前缘的叶型截面如图2所示。

1.2循环对称分析法

在航空发动机中有许多循环对称结构，如整体叶轮、齿轮、轴等。根据整体叶轮结构的旋转周期性，使分析计算限于其基本扇区内进行，仅对一个子结构进行求解，从而节省了大量的计算机内存和大量的数据准备工作量及计算时间[1]。

变量的旋转对称性（或称旋转周期性）是指变量沿周向呈周期性变化，即如果一个结构存在这样一个对称轴：当结构绕此轴每旋转一个角度，结构与旋转以前完全相同（这里所说的完全相同包括材料常数?、ρ、E等）[2]。这种结构称为回转循环对称结构（简称循环对称结构）。符合这一条件的最小α角，称为回转周期。令，N必为一个整数，称为循环对称的阶数。

1.3有限元計算模型

根据上述方法，本文对带新型叶根前缘结构离心叶轮进行强度计算，并与传统叶根前缘的离心叶轮的强度分析结果进行对比，找出叶根前缘结构对离心叶轮强度的影响。

1.3.1原始数据

离心叶轮右端通过内花键与高压涡轮盘外花键相啮合传递扭矩，并通过中心拉杆与高压涡轮盘、滚棒轴承轴向压紧形成高压转子，附件传动锥齿轮、滚珠轴承通过压紧螺母固定在离心叶轮前轴颈上。离心叶轮所用材料为锻件某种钛合金，详细材料性能数据见材料数据手册。

1.3.2计算工况

因本文主要研究的是叶根前缘结构对离心叶轮强度的影响，而离心叶轮的受载情况主要由其所受的离心载荷决定，因此在进行有限元计算时，只考虑离心叶轮受到的离心载荷。计算转速取应急状态转速。

1.3.3有限元模型

本次计算时未考虑花键、动平衡配重凸台，简化后的离心叶轮共包括N对大、小叶片，其结构和载荷均具备循环对称性，故采用循环对称模型进行分析。取包含一对完整大、小叶片在内的整个模型的1/N循环对称段作为计算模型，采用十节点四面体单元进行网格划分，共包括440558个单元，615873个节点，大小叶片叶根前缘处对网格进行了局部细化。有限元网格模型见图3。约束滚珠轴承所在面上所有节点的轴向位移，约束花键所在面上所有节点的周向位移，在两切割面上施加对称约束。

2带前缘结构离心叶轮的强度计算及分析对比

传统叶根前缘结构离心叶轮当量应力分布见图4，带新型叶根前缘结构离心叶轮当量应力分布见图5。在采用相同的网格密度和网格局部细化方法的条件下，通过计算和对比分析可知，传统叶根前缘结构的离心叶轮在小叶片叶根前缘存在最大应力点，在离心叶轮大小叶片上增加新型叶根前缘结构以后，整个离心叶轮的应力分布无显著变化，小叶片叶根前缘当量应力下降显著，下降幅值接近10%，大叶片叶根前缘当量应力无显著变化。

采用通用斜率法[3]对不同小叶片叶根前缘结构的叶片进行低循环疲劳寿命估算，得到的结果见表1：

3带前缘结构的离心叶轮叶片的振动特性分析

通过有限元分析软件分别对不带叶根羽状前缘结构的离心叶轮大小叶片和添加了叶根羽状前缘结构的大小叶片进行模态分析，大、小叶片固有频率对比分别见表2、表3。大、小叶片1阶振型对比分别见图6、图7。

通过计算结果对比可知，这种叶根前缘结构对大、小叶片固有频率及各阶振型几乎无影响。

4结论

本文研究的对象是离心叶轮上一种新型的叶根前缘结构，现阶段对这种叶根前缘结构的认知还十分有限，缺乏理论分析。本文主要从结构强度方面入手，通过有限元循环对称分析法对带新型叶根前缘结构的离心叶轮进行了强度计算分析。计算结果表明：

（1）当离心叶轮叶片叶根前缘没有大应力点时，采用这种叶根前缘结构不会改变离心叶轮的应力分布，对叶片叶根前缘的应力影响不大。

（2）当离心叶轮叶片叶根前缘出现大应力点时，采用这种叶根前缘结构不会改变离心叶轮的应力分布，而且可以有效地降低叶片叶根前缘的当量应力，从而提高叶片使用寿命和发动机的可靠性。

（3）叶根前缘结构对大、小叶片固有频率及各阶振型几乎无影响。

参考文献

[1] 赵晓平.Q/8SFGF20.1009-2004，航空燃气涡轮发动机轮盘静强度设计规范[Z].第六〇八研究所，2004.

[2] 宋巍.航空发动机整体叶轮强度优化技术研究[D].长沙：湖南大学，2012.

[3] 刘存，孙志刚，胡绪腾.某型发动机第2级涡轮叶片低循环疲劳寿命分析[J].航空发动机，2009（2）：34-37.