航空发动机涡轮盘在温度载荷下的应力分析

812023年9月下 第18期 总第414期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview0引言涡轮盘作为发动机的关键零件，工作条件恶劣，工作载荷大，设计难度较高。

大量学者对涡轮盘展开了研究工作。

刘延星等[1]通过有限元法研究应变速率突增条件下微观组织的演变规律及其调控策略，结果表明，应变速率突增后，临界应变突增，动态再结晶速度有所减缓。

刘博志等[2]针对某航空发动机在工作过程中发生的涡轮盘轮缘凸块局部异常塑性变形故障，对故障涡轮盘进行失效分析，研究了加热温度、时间、应力3种因素对δ相析出的影响规律。

权立宝[3]对轮盘结构进行了优化设计，将焊接结构改为螺栓连接结构，对改进后的螺栓连接结构进行了强度校核和传扭可靠性分析。

由于对涡轮盘的性能要求越来越高，不少学者从各个方面对涡轮盘展开了优化工作[4-8]。

涡轮盘需承受较大离心力，通常情况下应力危险点位于榫槽底部和螺栓孔部位，在满足强度设计准则的基础上，应尽量减轻轮盘的重量，提高发动机功重比，但轮盘重量和应力水平在设计上存在矛盾。

因此，有必要对结构进行优化设计，从这些矛盾中寻求最优的平衡，通过优化结构降低螺栓孔和榫槽应力，同时使重量在可接受范围内。

1 问题及优化思路涡轮盘主要存在两个问题。

第一，与其他成熟型号计算和试验数据相比，涡轮盘螺栓孔、榫槽应力偏大，达到设计安全寿命存在风险。

第二，由于涡轮盘辐板优化前为锥形，实际加工时必须采用五轴数铣，导致加工成本高、周期长，需要通过优化设计辐板处结构，降低成本，提高工艺性和经济性。

涡轮盘结构优化设计方案的总体思路是在发动机总体方案不变、重量不增加或增加可接受的前提下，只优化涡轮盘局部结构；同时配合参数也不改变，确保与涡轮盘配合的对象件尺寸无需调整，从而使优化的技术风险降到最低。

2 结构优化设计与分析2.1 螺栓孔降应力结构优化螺栓孔应力偏大的主要原因在于离心力使螺栓孔变形，为此制定了两种优化方案。

固体火箭发动机在内压、惯性力和温度作用下的应力、应变分析摘要：本文旨在研究固体火箭发动机在内压、惯性力和温度作用下的应力与应变分析。

首先，我们对火箭发动机施加压力、惯性力和温度的数学模型进行了详细描述，并据此求出应力和应变的表达式。

其次，经分析，我们得出了容器单位的最大应力以及应力场的构造。

最后，我们验证了计算结果和实验结果的一致性，并对其进行了讨论。

关键词：固体火箭发动机；容器单位的最大应力；应力/应变；数学模型。

正文：火箭发动机是太空航行的关键组成部分，因此，在设计时要考虑到压力应力和惯性力的作用，并进行结构强度分析。

此外，施加的压力流体会使火箭发动机温度升高，因此，设计之初必须考虑热力学的作用。

当压力、惯性力和温度作用在固体火箭发动机上时，要考虑它们会造成的应力和应变。

本文将深入探讨固体火箭发动机在内压、惯性力和温度作用下的应力和应变分析。

首先，根据火箭发动机的物理原理和相关数学模型，我们将施加的压力、惯性力和温度表示为几何尺寸与压力、惯性力和温度之间的函数关系。

继而，根据弹性柔度理论，在考虑应力和应变的关系的基础上，我们推导出发动机的应力和应变的表达式。

其次，利用上述模型，我们绘制出应力场的示意图，在图中，我们发现容器单位的最大应力。

此外，我们还分析了应变场，从而获得变形情况，并判断发动机是否满足结构强度要求。

最后，我们利用实验方法，经过应力、应变分析，证明了计算结果的可靠性，并分析了不同温度下发动机结构的变形情况。

综上所述，本文对固体火箭发动机在内压、惯性力和温度作用下的应力和应变进行了研究。

以上研究深入探讨了固体火箭发动机的应力和应变，为相关工程设计与分析提供了指导性参考。

在固体火箭发动机的设计与分析中，应力、应变分析是非常重要的一步。

这不仅涉及到火箭发动机的强度评估，而且还涉及温度和建立容器的结构力学分析。

为了满足这些要求，我们可以借助本文提出的应力、应变分析方法，将施加的压力、惯性力和温度表示为几何尺寸与压力、惯性力和温度之间的函数关系，然后再用弹性柔度理论求出发动机的应力和应变的表达式，并根据这些表达式绘制应力场和应变场，从而评估发动机的强度，并判断其在不同温度下的变形情况。

航空发动机涡轮叶片的热工分析与设计1.涡轮叶片的材料选择：航空发动机中的涡轮叶片要求同时具备高温、高压、高速和高强度等特点。

因此，涡轮叶片的材料选择是热工分析与设计的重要一环。

常用的涡轮叶片材料包括镍基高温合金、钛合金和复合材料等。

通过分析发动机工作温度和压力条件，以及材料的热性能、机械性能和耐腐蚀性能等指标，确定最适合涡轮叶片的材料。

2.涡轮叶片的热工性能计算：涡轮叶片在高温、高压和高速等工况下工作，需要进行热工性能计算。

包括叶片表面温度分布、热应力分布和热应变分布等参数的计算。

这些参数可以通过数值模拟和实验测试相结合的方法得出。

热工性能计算是热工分析与设计中的重要步骤，可以帮助工程师评估涡轮叶片设计的可行性和合理性。

3.涡轮叶片的冷却设计：涡轮叶片在高温工况下需要进行冷却，以降低表面温度和减小热应力。

冷却方式包括内冷却和外冷却两种形式。

内冷却是通过将冷气或冷油导入涡轮叶片的内部，沿着叶片的内部通道流过，吸收和带走热量。

外冷却是通过叶片表面喷涂陶瓷材料，形成一个热障层，阻止热量的传递。

冷却设计需要综合考虑冷却效果、冷却材料的选择和成本等因素。

4.涡轮叶片的机械设计：涡轮叶片在高速旋转、高温高压状态下，需要具备足够的强度和刚度以抵抗力学载荷。

机械设计包括涡轮叶片的几何形状优化、叶片根部连接方式设计以及叶片的振动和失稳分析等。

通过结构力学分析和有限元方法等手段，评估涡轮叶片的机械性能和安全性。

总结起来，航空发动机涡轮叶片的热工分析与设计是一个综合性的工作，需要考虑材料选择、热工性能计算、冷却设计和机械设计等多个方面。

这些工作可以帮助提高涡轮叶片的工作性能和可靠性，为航空发动机的高效运行提供支持。

航空发动机涡轮叶盘设计与强度分析航空发动机作为现代飞机的核心装置，其设计与强度分析对于飞机的安全性和性能至关重要。

其中，涡轮叶盘作为发动机的关键组成部分，其设计和强度分析尤为重要。

本文将探讨航空发动机涡轮叶盘的设计原理和强度分析方法。

一、涡轮叶盘的设计原理涡轮叶盘是航空发动机中密封转子的重要组成部分，具有高强度、高刚度和高旋转速度等特点。

其设计原理主要包括叶盘类型选择、叶盘的材料选择、叶盘的几何参数设计等方面。

1. 叶盘类型选择根据不同的发动机类型和工作条件，涡轮叶盘可分为单晶叶盘、多晶叶盘和铸造叶盘等不同类型。

其中，单晶叶盘具有良好的高温性能和抗疲劳性能，适用于超高温环境下的发动机。

而多晶叶盘则具有较好的耐腐蚀性和低成本优势，适用于一般航空发动机。

铸造叶盘则是一种传统的叶盘制造技术，适用于一些低温和低压力条件下的发动机。

2. 叶盘材料选择涡轮叶盘的材料选择直接影响其强度和寿命。

目前常用的叶盘材料有镍基高温合金和钛合金等。

镍基高温合金具有良好的高温强度、抗氧化性和蠕变抗性，适用于高温和高压力条件下的发动机。

而钛合金则具有良好的机械性能和耐腐蚀性，适用于一些中低温条件下的发动机。

3. 叶盘的几何参数设计涡轮叶盘的几何参数设计包括叶片数目、叶片形状、叶片高度等方面。

叶片数目的选择需考虑到发动机的功率和效率，过多的叶片数目会增加空气动力损失。

叶片形状的设计涉及到叶片的攻角和偏航角等参数，需要通过流场分析和试验验证。

叶片高度的设计需考虑到空间限制和强度要求。

二、涡轮叶盘的强度分析方法涡轮叶盘的强度分析是设计过程中的重要环节，主要包括静态强度分析和疲劳强度分析两个方面。

1. 静态强度分析静态强度分析是指对涡轮叶盘在静定负载作用下的强度进行评估。

其中，涡轮叶盘的强度计算主要包括应力计算和位移计算两个方面。

应力计算可通过有限元方法进行，求解叶盘在各种工况下的应力分布，评估其是否满足强度要求。

位移计算则可通过等效刚度法进行，求解叶盘在受力下的变形程度，评估其是否满足刚度要求。

航空发动机涡轮叶片失效分析随着航空业的快速发展，航空发动机的可靠性成为了飞行安全的重要保障。

而发动机中的涡轮叶片作为发动机的核心部件，其失效对飞行安全的影响也极为重要。

因此，航空发动机涡轮叶片失效分析研究变得越来越重要。

本文将从涡轮叶片失效的原因、失效的类型、失效分析方法等方面进行探讨。

一、涡轮叶片失效的原因首先，涡轮叶片失效的原因非常多，常见的原因包括疲劳、腐蚀、应力集中、烧蚀、过渡材料等多方面原因。

众所周知，涡轮叶片是在高温、高压、高速等恶劣条件下工作的，其疲劳失效的主要原因是由于长期高强度工作导致金属疲劳。

同时，由于涡轮叶片表面处于高温状态下，受到各种硫化物等化学物质的腐蚀，导致涡轮叶片的腐蚀失效。

另外，由于涡轮叶片制造和加工工艺的影响，涡轮叶片表面存在应力集中现象，使得涡轮叶片更容易发生断裂破裂等失效现象。

涡轮叶片表面还存在着烧蚀、过渡材料等问题，也会影响涡轮叶片的使用寿命和可靠性。

二、涡轮叶片失效的类型涡轮叶片失效的类型有很多种，主要包括疲劳断裂、腐蚀失效、应力集中、高温烧蚀、过渡材料损伤等。

其中，疲劳破坏是涡轮叶片失效中最常见的一种。

疲劳断裂是因为涡轮叶片长期受到交变载荷（如转子的旋转等）而导致的，最终导致涡轮叶片罩环、卡环、飞行轮、导叶等的疲劳裂纹扩展，直至最终断裂。

而腐蚀失效则是因为涡轮叶片受到长期腐蚀作用，使得涡轮叶片表面细小的腐蚀坑加速扩大，并逐渐腐蚀掉整个涡轮叶片的表面；应力集中失效则是由于涡轮叶片表面存在应力集中点并受到高负载作用，引起了叶片的断裂。

另外，高温烧蚀也是涡轮叶片失效的一种重要因素。

高温下，涡轮叶片表面受到了在空气和燃料中形成的氧化物、硫化物等化学物质的侵蚀，导致叶片表面出现了凝结物和损伤，从而影响了其使用寿命和可靠性。

最后，过渡材料损伤则是由于涡轮叶片表面的特殊设计和加工工艺，使得叶片表面存在许多一些陶瓷、化学材料等的设计，这些材料在运行中会因受到不同的力和工作环境产生损坏，并导致涡轮叶片失效。

航空发动机叶盘结构应力和变形的概率分析白斌;白广忱;童晓晨;李晓颖【摘要】为了更准确地描述航空发动机叶盘结构的变形以及控制的合理性,提出了1种高效、高精度的概率分析方法,即极值响应面法(ERSM,Extremum Response Surface Method),在分析中考虑了典型载荷(如热载荷和离心载荷)的动态性和边界条件的非线性等因素,合理地选取输入变量且考虑了参数的随机性和不确定性等,通过确定性分析得到叶盘结构的总变形和应力分布随时间的变化规律,同时找到其变形最大点作为概率分析的输入目标.通过科学合理的概率分析,不仅获得了其可靠度、拟合样本、样本直方图、极值响应面和累计概率分布函数并且对其应力分布和总变形进行灵敏度分析,得到了叶盘结构变形和应力分布的主要影响因素,同时给出了应力与总变形的相关性.最后,将ERSM与Response Surface Method(RSM)和Monte Carlo(MC)法进行比较分析,验证了ERSM在航空发动机叶盘结构分析中的有效性.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2014(040)002【总页数】9页(P38-46)【关键词】叶盘;结构应力;极值响应面法;概率分析;有限元模型;航空发动机;灵敏度;累计分布函数【作者】白斌;白广忱;童晓晨;李晓颖【作者单位】北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;国家知识产权局专利局专利审查协作北京中心,北京100081;河北联合大学电气工程学院,河北唐山063009【正文语种】中文【中图分类】V231.90 引言航空发动机是飞机的心脏，是在高温、高压、高转速及严酷载荷工况下工作的复杂旋转机械装备，除了受到机械载荷和离心力等的影响外，燃气温度也是重要影响因素。

在发动机总故障中，叶盘结构故障约占25%，严重影响发动机的安全性、可靠性、稳健性和效率等性能及对其失谐结构识别和预测[1-1 4]，如Kenyon在所建立的模型中分析了2个相间裂纹叶片对叶盘结构振动特性的影响规律（王艾伦等也做了类似研究），又采用谐波扰动法建立剪切弹簧环模型，研究了在微小失谐情况下受迫响应的灵敏度，采用灵敏度系数法对实际叶盘结构有限元模型进行优化；Bladh基于综合模态分析法（CMS）提出减缩模型（ROM），计算了受迫响应的概率问题，与MonteCarlo模拟方法相比，计算效率大大提高，之后又提出2次模态缩减模型（SMART），计算效率进一步提高，但是由于经过2次模态缩减使得计算精度严重降低。

涡轮导向叶片热应力计算【摘要】某航空发动机在长时间试验中发生了涡轮导向叶片裂纹的故障。

本文利用数值方法分析了叶片裂纹位置的应力，开展了对涡轮导向叶片和燃气的流固耦合计算，最终得到了叶片的热应力分布情况。

计算结果表明叶片的裂纹是由于局部热应力过高引起的。

【关键词】涡轮导向叶片；流固耦合；热应力；航空发动机1.引言某型发动机在工厂进行完长时间试验后，发动机分解检查时发现部分涡轮导向叶片有裂纹。

裂纹位于排气边中部，并基本垂直于排气边。

本文使用CFX软件计算燃气的流场，然后将流场计算得到的温度场结果导入ANSYS中进行耦合计算，最终得到叶片的热应力分布情况。

2.导向叶片结构导向叶片结构如图1所示。

叶片从上到下可划分为挂钩、上缘板、叶身、下缘板、凸边五个部分。

叶片上缘板上的两个挂钩挂在涡轮机匣内壁的环槽内限制导向叶片的径向位置。

叶片下缘板的两条凸边共同组成一个圆锥面和一个环面，与内机匣配合。

导向叶片是空心的，但孔的下端焊接封闭，只起保持等壁厚、减重和减少热应力的作用。

涡轮导向叶片上下缘板内表面构成燃气通道。

导向叶片的应力来源主要有如下三方面：（1）导向叶片在工作过程中承受着温度场引起的热应力。

在工作过程中，冷却气流冷却叶片外缘板，燃气在径向方向温度变化也很大。

所以叶片存在着一个温度场，承受着因温度不均所产生的热应力。

（2）导向叶片在工作过程中承受着气动载荷。

由于高温高压燃气流经导向叶片，使导向叶片承受着燃气所致的气动载荷。

（3）导向叶片还可能受到机匣与内机匣的配合影响。

叶片与机匣、内机匣之间的配合关系也能够改变叶片的应力场。

在以上三种载荷中，热应力是涡轮导向叶片设计中主要考虑的。

由此可以拟定导向叶片应力场分析的步骤。

首先计算流场，分析涡轮导向器内部的气动与传热情况。

然后进行流固耦合计算，将叶片温度场导入应力计算中，得到叶片的热应力分布情况。

3.建立模型对叶片和燃气建立模型，并进行结构化网格划分，图2为最终得到的数值模型。

收稿日期：2020-03-30基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：刘闯（1983），男，硕士，高级工程师。

引用格式：刘闯，黄福增，王洪斌，等.高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验[J].航空发动机，2023，49（4）：140-145.LIU Chuang ，HUANG Fuzeng ，WANG Hongbin ，et al.Analysis and test of high pressure turbine disk fatigue load[J].Aeroengine ，2023，49（4）：140-145.高压涡轮盘疲劳载荷分析与试验刘闯1,2，黄福增1,2，王洪斌1，刘正峰1（1.中国航发沈阳发动机研究所，2.辽宁省航空发动机冲击力学重点实验室：沈阳110015）摘要：针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题，对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行了研究。

根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布，采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考核部位应力水平的影响，对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。

制定了试验方案，设计了试验装置，在旋转试验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验，按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。

结果表明：温度变化对轮盘考核部位应力的影响明显，瞬态温度沿径向呈“V ”型分布，导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%，使其成为涡轮盘的限寿部位；轮盘失效模式为低循环疲劳破坏，裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向，沿径向扩展导致轮盘失效。

关键词：高压涡轮盘；瞬态温度；稳态温度；低循环疲劳；安全寿命；航空发动机中图分类号：V232.5文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.04.018Analysis and Test of High Pressure Turbine Disk Fatigue LoadLIU Chuang 1,2，HUANG Fu-zeng 1,2，WANG Hong-bin 1，LIU Zheng-feng 1（1.AECC Shenyang Engine Research Institute ，2.Key Laboratory of Aero-engine on Impact Dynamics ：Shenyang 110015，China ）Abstract ：Aiming at the effect of alternating thermal stress on the low cycle fatigue life of turbine disks,the temperature variation field of a high pressure turbine disk during its service process was studied.Based on the measured temperature distribution field time histo⁃ry of the high pressure turbine during the engine test,the effect of temperature field variation was analyzed using FEM to assess the stress level at verification locations of the disk.The cyclic stresses at these locations under engine operating conditions were calculated.The LCF test plan was formed,the test apparatus was designed,and the high temperature LCF test of the turbine disk was carried out on the spin test rig.The safe lives of the disk core and bolt hole locations were determined according to the safe cyclic life approach.The results show that temperature variation has an obvious effect on the stress levels of the above locations of the disk,the transient temperature is distributed in a“V ”shape along the radial direction,resulting in a 25.9%stress level increase at bolt hole locations compared with the stress level under steady-state temperature distribution,making them life-limited locations of the turbine disk.The failure mode of the turbine disk is low cy⁃cle fatigue failure,with cracks originating at the 6and 12o ’clock direction of the bolt-hole,propagating radially leading to the eventual failure of the disk.Key words ：high pressure turbine disk;transient temperature;steady-state temperature;low cycle fatigue;available safe life;aeroengine航空发动机Aeroengine0引言高压涡轮盘是航空发动机中的关键零件，工作环境恶劣，承受着高温、大温差热负荷、高机械负荷的共同作用，一旦失效，直接影响发动机的安全运行[1-2]，而低循环疲劳是发动机盘类零件寿命消耗的主要原因之一[3-4]。

822023年3月下 第06期 总第402期工艺设计改造及检测检修China Science & Technology Overview0.引言涡轮工作叶片是航空发动机中的核心部件，由于工作环境非常恶劣，且在发动机中承受着很大的载荷，是航空发动机中经常容易出现故障的零件之一，在工作中其主要的失效模式有叶身裂纹、折断、蠕变伸长、叶尖磨损等[1-2]，发生故障的频率也非常高[3]。

涡轮叶片失效主要是由于叶片局部应力集中导致的，应力集中也是影响疲劳强度最主要的因素[4-5]，因此，在设计中尽量地减缓局部应力，是提高零部件寿命的一项重要措施。

叶片根部是涡轮工作叶片容易出现应力集中的位置之一，而通过倒圆减小零件局部的应力是最常见的一种方式，因此，在涡轮工作叶片的结构设计中，一般在叶片叶根处通过圆角实现叶片与流道的过渡，这样可以显著改善叶根处的应力集中现象，提高涡轮叶片的疲劳寿命。

高丽敏等人研究了叶尖单侧倒圆对扩压叶珊叶顶间隙流动的影响[6]；刘鸣飞等人研究了端壁倒圆对小叶高叶珊气动特性的影响[7]；但叶片根部倒圆方式对叶片应力的影响目前暂无相关研究。

本文基于一款某型发动机，对整体涡轮叶片盘叶根处的倒圆方式对涡轮工作叶片的应力影响进行了研究，研究结果表明，不同的倒圆方式对叶片的应力影响不同，采用不对称的倒圆方式相比与普通的对称倒圆方式可以显著减小涡轮叶片叶根处的应力。

1.叶片圆角的结构形式针对该发动机的整体叶片盘，本文设计了3种类型的叶片叶根倒圆方式，图1所示为本文探讨的三类圆角示意图。

如图1所示，本文研究的倒圆形式包括对称圆角（及常见的普通圆角）、非对称圆角和倒角+圆角组合的3种方式。

第一类圆角结构尺寸由倒圆半径R 决定，倒圆半径越大，倒圆过渡越光滑；第二类倒圆半径由倒圆两相邻面的尺寸A 和H 决定，A 与H 的比例即决定了倒角θ的大小，收稿日期：2022-10-14作者简介：孙凯（1991—），男，湖南浏阳人，硕士研究生，工程师，研究方向：发动机涡轮结构设计。

航空发动机试验舱应力分析和强度设计航空發动机试验舱是航空工业的重要装备，其本质上为风洞结构。

风洞试验是飞机设计验证的可靠手段，可以实现各类动态模拟，用于在各种流速和运行条件下的空气动力学模拟试验，可为飞机设计和优化提供试验数据。

关于风洞的建设和性能研究，*****等为预测和验证跨声速马赫数飞机的空气动力学性能，在德国荷兰风洞的高速隧道中进行试验。

*****CA等对2个轻型细长的拱形结构进行风洞试验，证实其在低于设计风速下会发生动态不稳定现象，提出控制该现象所需的结构阻尼。

YU等采用数值模拟方法，研究超声速风洞与进气道模型相结合的飞机起动特性和现象。

SHIN等利用离子风控制边界层局部传热，并进行温度和速度测量，以分析离子风对风洞中加热板的影响。

航空发动机试验舱结构复杂，有很多接管和不同形式的支座，并有大量纵横筋板，壳体可能承受内压、外压等多种载荷，基于常规计算很难做到精确的强度设计，而数值分析可为航空发动机试验舱的强度设计提供可行方法。

虞择斌等和解亚军等分别对具有类似复杂舱体结构的2 m超声速风洞整体和NF6高速增压连续式风洞洞体进行有限元计算，分析舱体应力和应变的静态和动态特性。

解亚军等还对比水压试验结果，认为合理简化有限元模型和边界条件可以得到合理的数值模拟结果。

曲明等对某环境风洞主体结构进行有限元计算，获得静力学和模态分析结果，验证其支座结构和分布位置的合理性。

此外，在实际试验环境中，温度场的变化会产生热膨胀，因此航空发动机试验舱除受到压力和外载荷引起的机械应力外，还可能产生热应力。

在对试验舱进行强度计算时，往往还须考虑由于温度变化造成的热膨胀和热应力，进行热结构耦合分析。

宿希慧和沈雪敏对不同结构的航空试验舱进行包括机械载荷和热载荷在内的多种载荷组合作用下的数值模拟，完成结构设计，可满足工程建造要求。

本文基于《钢制压力容器——分析设计标准》（JB 4732—1995，2005确认版），应用有限元法，对承受内压、外压、热载荷和管道载荷等多种载荷作用的某航空发动机试验舱进行应力分析和强度、刚度及稳定性评定，并对结构不合理之处进行改进。

航空发动机涡轮叶片的强度分析与优化一、引言近年来，随着航空业的蓬勃发展，涡轮发动机作为飞机的核心部件，也得到了越来越多的关注。

涡轮叶片作为发动机的重要组成部分，其强度分析与优化成为了航空工程领域的一个热点问题。

本文将对涡轮叶片的强度分析与优化进行探讨。

二、涡轮叶片的结构和工作原理涡轮叶片是涡轮发动机中的关键部件，负责将燃气能量转化为动能，驱动飞机飞行。

其结构主要由叶片根部、叶片中部和叶片末端三部分组成。

叶片根部与涡轮盘连接，承受来自燃气的高温高压力，同时传递转子的动力。

叶片中部是叶片的主体部分，负责将燃气的动能转化为叶片的动能。

叶片末端通常采用钩状结构，使其与相邻叶片相互锁定，避免与涡轮盘接触。

涡轮叶片的工作原理主要是利用燃气高速旋转带来的高温高压力作用于叶片上，从而使其发生弯曲变形，转化为动能传递给涡轮轴。

因此，叶片的材料强度、几何尺寸和叶片数量直接影响着发动机的性能和寿命。

三、涡轮叶片的强度分析涡轮叶片的强度分析是确定其最大承载能力和寿命的关键环节，主要包括静态强度分析、动态强度分析和疲劳寿命分析等。

静态强度分析是指在叶片受到静载荷作用时的强度分析。

一般采用有限元分析方法进行建模，求解整个工作过程中叶片的应力、应变、变形等物理量，进而确定叶片的最大载荷和破坏形式。

动态强度分析则是指叶片在快速旋转时的强度分析。

这时叶片主要受到惯性载荷和离心力的作用，需考虑自由振动频率、模态形态等因素。

而疲劳寿命分析则是指在多次循环加载过程中，叶片的疲劳破坏及其寿命的预测分析。

四、涡轮叶片的优化设计涡轮叶片的优化设计是在保持强度和可靠性的前提下，尽可能降低其重量。

因此，涡轮叶片的优化设计需要从几何形状、材料、叶片数量等方面入手。

在几何设计方面，主要采用空气动力学优化设计方法，通过流场分析和数值模拟手段，预测叶片的叶尖轮廓曲线、角度、弯曲程度等参数，使得叶片在高速旋转状态下达到最佳空气动力学性能，同时尽可能地降低重量和材料损耗。

航空发动机试验舱应力分析和强度设计1. 引言1.1 研究背景航空发动机试验舱是用于对航空发动机进行性能测试和验证的设备，具有重要的研究意义和应用价值。

随着航空发动机技术的不断发展和进步，对试验舱的应力分析和强度设计要求也越来越高。

航空发动机试验舱在工作过程中承受着来自发动机输出功率的巨大载荷，因此必须具备良好的结构强度和稳定性。

试验舱的结构设计也需要考虑到航空发动机的振动、噪声、高温等因素对其结构强度的影响，以确保试验舱在工作过程中能够稳定可靠地运行。

1.2 研究目的研究目的是为了深入分析航空发动机试验舱的应力情况，了解其受力特点和应力分布规律，从而为航空发动机试验舱的强度设计提供依据。

通过对试验舱的应力分析，可以发现其中存在的潜在问题和薄弱环节，进而有针对性地进行强度设计，提高试验舱的安全性和稳定性。

研究航空发动机试验舱的强度设计，旨在找到合适的设计方案和工艺，以确保试验舱在各种复杂工况下保持稳定和可靠，满足工程实际需求。

通过本研究，将为航空发动机试验舱的应力分析和强度设计提供一定的理论依据和实际指导，推动相关领域的发展和进步。

2. 正文2.1 航空发动机试验舱应力分析航空发动机试验舱应力分析是对该设备在使用过程中所受到的各种力和应力的分析与计算。

首先需要考虑飞行过程中所受到的风载荷及动力学载荷，通过数值模拟和实验测试，确定发动机试验舱在高速运行状态下的受力情况。

还需考虑发动机运行时产生的振动和热量对试验舱结构的影响，进行模态分析和热应力分析，确保试验舱在极端条件下依然能够正常运行。

接下来，针对不同部位的受力情况进行应力分析，确定关键部位的最大应力值，从而确定结构的强度设计方案。

结合计算结果进行有限元分析，验证设计方案的合理性和可靠性，并对可能存在的安全隐患进行评估和改进，保证发动机试验舱在各种条件下都能安全可靠地工作。

通过航空发动机试验舱应力分析，可以为提高飞机发动机的研发效率和性能提供重要的参考依据。

航天发动机涡轮叶片失效分析航空发动机涡轮叶片失效分析涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一，高温1600-1800度长期工作、要承受300米/秒左右的风速、高负荷（根据作用力的大小确定）、结构复杂的典型热端机械构件，它的设计制造性能和可靠性直接关系到整台发动机的性能水平耐久性和寿命。

为了提高发动机的推重比，叶片设计时常采用比强度高的新材料；采用先进复杂的冷却结构及工艺；降低工作裕度等措施来实现。

因此，研究涡轮叶片失效分析对提高发动机工作安全及正确评估叶片的损伤形式和损伤程度有重要意义。

1.涡轮转子叶片结构特点现代航空发动机多处采用多级轴流式涡轮。

涡轮叶片具有气动力翼型型面，为了使燃气系统排出的燃气流竜在整个叶片长度上做等量得功，并保证燃气流以均匀的轴向速度进入排气系统从叶根到叶尖有一个扭角，叶尖处的扭角比叶根处要大。

涡轮转子叶片在涡轮盘上的固定方法十分重要，现代大多数燃气涡轮发动机转子都采用“枞树形”榫齿。

这种榫齿精确加工和设计，以保证所有榫齿都能按比例承受载荷。

当涡轮静止时，叶片在榫槽内有一定的切向活动量；而当涡轮转动时，离心力将叶根拉紧在盘上。

涡轮叶片材料是保证涡轮性能和可靠性的基础，涡轮叶片早期是用变形高温合金，采用锻造的方法制造。

由于发动机设计和精铸技术的发展，发动机涡轮叶片从变形合金发展为铸造合金从实心发展为空心，从多晶发展为单晶，从而大大提高了叶片的耐热性能。

由于镍基单晶超合金具有卓越的高温蠕变性能已成为制造航空发动机热端部件的重要材料。

涡轮叶片的工作条件和受力分析2.叶片的工作条件涡轮叶片时直接利用高温高速燃气做功的关键部件，温度高负荷大应力状态复杂工作环境非常恶劣。

涡轮叶片在高温燃气的工作条件下，高温氧化和燃气腐蚀则是其主要的表面损伤形式。

氧和硫是影响镍基合金高温合金氧化抗力最有害的两种元素。

氧化晶界扩散和晶界上的Cr。

Al..。

和Ti等元素发生化学反应形成氧化物，然后氧化物开裂，使疲劳裂纹萌生和扩展。

第24卷第8期2009年8月航空动力学报Jour nal of A er ospa ce Pow erVol.24No.8A ug.2009文章编号:100028055(2009)0821699208某型发动机涡轮盘销钉孔结构分析与寿命评估李　伟1,2,董立伟2,蔡向晖2,赵福星2,刘　东2(11北京航空航天大学能源与动力工程学院,北京100191;21北京航空工程技术研究中心,北京100076)摘 要:利用有限元方法计算了某型发动机涡轮盘径向销钉孔的应力应变分布,分析了不同销钉数目、孔销之间的不同摩擦系数和涡轮盘是否施加扭矩对销钉孔周边应力的影响,发现了前期试验状况与实际使用的差异.利用拉伸应变能寿命预测公式进行了寿命评估,与试验有较好的一致性.有限元计算及试验结果说明了涡轮盘加扭疲劳试验的必要性,为某型发动机高压涡轮盘的延寿工作提供了依据.关　键　词:高压涡轮盘;销钉孔;有限元方法;结构分析;应变能寿命计算公式中图分类号:V231195 文献标识码:A收稿日期22;修订日期2623作者简介李伟(63),男,江苏扬州人,博士生,主要从事发动机结构强度可靠性研究Str uctur e analysis and life ev aluat ion of the pin holes ina tur bine disc of a type of aer o 2engineL I Wei1,2,DON G Li 2wei 2,CA I Xiang 2hui 2,ZH AO Fu 2xing 2,L IU Dong2(11Sc hool of Jet Propul sio n ,Beijing Uni versit y of Aerona utics and A st rona utics ,Beijing 100191,China ;21Bejing Aeronautical Engineering Technical Research Ce nte r ,Beijing 100076,China )Abst ract :The st ress and st rai n di st ribution at t he radial pin holes in a t urbi ne di sc of an aero 2engi ne was anal yzed usi ng fini te element anal ysis (F EA)met hod.The i nfl uence of some factor s on t he st ress dist ri but io n adjacent t he pin hole wa s di scusse d ,such a s t he numbers of t he pi ns ,t he f riction coefficient bet ween hole and pi n ,t he p re sent at ion of torque on t he di sc.The analysi s reveal ed t he difference bet ween earlier te st and act ual ope rat ion.The fat igue lif e was e sti mat ed wit h t he form ula of st rai n energy and t he predicti ng lif e t al li ed well wit h t he t est.The result s demonst rate t hat t urbi ne di sk fatigue te st wit h torque i s necessary ,providi ng a mecha ni cal foundation for t he life e xte nsion of t he high p re ssure t urbine di scs.K ey w or ds :high pressure t ur bine disk ;t he pi n hol es ;finit e element met hod;st ruct ure a nalysi s ;life calcul at io n for mula of st rain energy 某型发动机高压涡轮盘、轴采用了销钉连接方式,连接部位是强度较弱部位.为研究工作条件下高压轮盘连接部位的应力、应变场和疲劳寿命特点,准确定寿,需要开展涡轮盘销钉孔结构分析和寿命评估.试验台上某型发动机高压涡轮盘系统是由试验转轴、止退环、涡轮盘和16个销钉(前期试验时为方便观测间隔一个销钉孔安装一个销钉,总共安装了8个销钉)组成的[1].转轴和涡轮盘热压配合后,加装径向销钉,实现扭矩的可靠传递;销钉、轴和涡轮盘之间过盈装配.但前期的试验[122]以及寿命预测并未达到预期效果,与涡轮盘实际使用寿命相差较大.为此,本文从涡轮盘工作实际出发,和前期试验相对照,利用有限元方法,进行不同销钉数目、孔销之间的不同摩擦系数和气动载荷对涡轮盘销钉孔周边应:20090118:200900:19-.航　空　动　力　学　报第24卷力的影响分析;在进行不同试验载荷条件下应力分析的基础上,进行销钉孔试验寿命估算,为验证试验结果并探究加扭试验条件下销钉孔有较长的疲劳寿命的力学依据开展销钉孔寿命分析.1　涡轮盘系统简化与建模111　简化建模根据涡轮盘的试验和工作情况,建立了三种模型:试验条件下16销钉无扭矩模型(简称模型1,如图1)采用1/32循环对称结构,用来模拟安装全部销钉后不考虑气动载荷工况;采用1/16循环对称结构前期试验的8销钉无扭矩模型(简称模型2,如图2);也采用1/16涡轮盘循环对称结构,模拟涡轮盘的实际工况考虑气动载荷的16销钉有扭矩模型(简称模型3,如图3).在装配中,涡轮盘套装在试验轴上,装配过盈量为01003～01063mm,在建模时取中值01033mm;然后通过销钉定位联结,销钉与轴、盘体之间的装配过盈量为01005～01015m m,在建模时取中值0101mm.止退环的作用是防止销钉脱出,其与涡轮盘、销钉无过盈.图3　模型3实体示意图Fig.3　Sketch of model3112　计算条件分析系统中的涡轮盘、止退环、轴和销钉分别采用了三种材料:涡轮盘和止退环为GH4133高温合金,转轴为40CrNiMoA、销钉为18Cr2Ni4WA结构钢.其中GH4133在250℃的循环应力应变曲线是用文献[3]450℃和600℃数据线性外推得到的,其余数据来自《航空材料手册》[4].为简化建模计算,略去轮盘塔头和叶片,其离心力施加于涡轮盘模型外缘,总离心力随转速的变化分别为190341N(20916ra d/s)和7687129N (1196rad/s);通过气动载荷计算分析,涡轮盘气动扭矩为13875N m.实际使用中涡轮盘销钉孔区域的工作温度为250℃.113热应力等效方法涡轮盘在工作时有温度应力影响,而试验无法模拟温度梯度,因此一般都采用提高转速补偿温度应力的方法:采用热2结构贯序耦合方法.首先计算轮盘有温度应力时的应力场,然后利用增加转速的方法在销钉孔等效温度应力进行计算,从而确定提高后的转速.一般情况下,在只知道外缘和内缘温度,而轮盘的温度场未知时,可用四次经验公式来替代T=T0+(T1-T0)R4-R40R41-R40(1)式中T1和R1分别表示轮缘温度与半径;T0和R0分别表示轮心温度与半径.温度数据来自测量结果:该型发动机常温下开车到最大转速直至停车的一个循环下,涡轮盘轮缘、轮心等几个测点的温度曲线如图4所示,将图中%转速时轮缘与轮心的温度数据带入式(),进行有限元计算,即可得到温度分布和温度应力分布其中最大温差周向温度应力为M,00711001.270Pa　第8期李　伟等:某型发动机涡轮盘销钉孔结构分析与寿命评估轮盘的实际最大工作转速是1196rad/s.这与恒温250℃、转速为1331rad/s 在偏心孔处的弹性应力分布几乎完全相同,因此在试验中转速循环为20916～1331rad/s.与提高转速相对应,试验中使用了将叶尖削短46%的短叶片,来保持试验和实际工况叶片的离心力相同.图4　主循环温度曲线图Fig.4　Tempe rature curves in main cycle2　涡轮盘系统结构计算分析由于涡轮盘材料GH4133在250℃的循环应力应变曲线是通过450℃和600℃数据线形外推得到的,过盈装配条件下几种金属材料间的静摩擦系数也是通过工程经验来选取的,因此有限元计算是定性计算,用来进行几种不同模型之间对比分析.涡轮盘系统应力应变分析表明:在载荷循环中,循环峰值应变幅出现在涡轮盘销钉孔周缘,凸肩内侧孔缘较大(图5所示P 点附近).如图5,在P 点附近,PQ 方向有可能产生疲劳开裂.为后续描述方便,这里约定当转速达到最大时记为峰值状态,试验小转速时记为循环谷值状态.211　销钉孔壁摩擦系数对P 点应力应变的影响在有限元分析模型中,销钉孔壁与销子间的图5　重点考察部位P 点和PQ 线段的选择Fig.5　Critical part of P and PQ摩擦系数是基于二者之间为过盈装配条件下静摩擦的特点,按一般工程经验选取的,具体取值为μ=0141为进一步分析摩擦系数对P 点应力应变值的影响,在模型1上补充进行了摩擦系数μ取值为011时的应力分析工作,结果见表11由对比结果可以看出,P 点的最大主应力、主应变均随摩擦系数成正比变化,μ取值014时P 点的最大主应力、主应变分别是μ取值011时的111倍;P 点循环变幅随μ值的变化幅度相对较小,且表现出不同的规律,在μ取值011～014区间内,应力幅随μ值增加而增加,应变幅则随μ值增加而减少.上述计算结果说明,P 点计算结果与销钉和销钉孔之间的约束有关.212　模型1计算结果分析在整个循环加载过程中,涡轮盘、销钉和试验转轴之间都有分离现象.销钉相对于试验转轴有相对位移,涡轮盘相对于销钉的位移不明显,止退环受到销钉的挤压.试验转轴、销钉、止退环在循环过程中,其应力应变变化在弹性范围内.涡轮盘的周向应力云图如图6所示,危险区域在销钉孔周围.在进入循环峰值转速时,销钉孔处进入塑性区,其第一主应力为周向,明显大于第二、第三主应力.应变变化规律和应力变化规律相表1　各种模型及摩擦系数对P 点应力应变计算结果的影响比较T a ble 1　Inf luence of models and coef f icients on str ess a nd stra in a t P计算模型循环峰值最大主应力/M Pa循环谷值最小主应力/M Pa循环应力幅/M Pa循环应变幅模型1静摩擦系数μ=011816111-740109155612010101321静摩擦系数μ=01492019-71413316351201009931　模型有销钉孔932132-74715516791901010794　无销钉孔(′)161331165模型3 11665　1注循环谷值最小主应力与循环峰值最大主应力方向相同10712P 11087-749178100094797492-70001700089878:.航　空　动　力　学　报第24卷同,第一主应变的方向为涡轮盘周向,其对应的主应变明显大于第二、第三主应变.循环谷值状态时,对应周向应力如图7,计算结果见表11213　模型2计算结果分析在前期试验中为了测量方便,采用间隔一个销钉孔安装一个销钉的方法进行连接,共安装了8个销钉,为此进行了8销钉无预扭模型的计算.如图8、图9所示,图中左侧未安装销钉,右侧安装了销钉.图循环峰值状态下和循环谷值状态下的应力云图.数据结果分析表明,在轮盘8销钉试验模型中,未装销钉的销钉孔处也有可能产生裂纹.这里设定与安装销钉一侧PQ 线段相对应的未安装销钉的一侧为P ′Q ′线段,则其P ′点周向应变幅循环峰值点处应变幅值小于安装销钉孔边的循环峰值点处,但其塑性梯度小,单从危险点着手很难判断,具体讨论见第4节,计算结果见表111　模型3计算结果分析涡轮盘在实际工作中有气动扭矩,气动计算为13875N m ,为此又进行了有预扭模型计算.考察涡轮盘系统结构,在考虑扭矩后,每隔1/16涡轮盘结构应力应变循环对称.在柱状节点坐标系下,取对称两截面上位置相同的节点,则其ρ,θ和z 三坐标位移完全相同,因此采用对称节点自由度耦合的方法约束模型边界进行添加扭矩的计算.计算表明循环峰值周向应变幅出现点和16销钉模型P 点的位置相同.图10、图11所示为循环峰值状态和循环谷值状态时的周向应力分布,可以看出,当添加扭矩时,其应力应变场不再对称,呈现向一边偏的趋势,在施加扭矩以后涡轮盘的应变幅减小计算结果见表1207124.1　第8期李　伟等:某型发动机涡轮盘销钉孔结构分析与寿命评估图10　模型3循环峰值状态周向应力分布云图Fig.10　Circumf erential st ress dist ribution of t ur binedisc at the cre st of the cycle of model3图11　模型3循环谷值状态周向应力分布云图Fig.11　Circumfe rential st ress distribution of tur binedi sc at the trough of the c ycle of model 33　涡轮盘寿命规律研究对于高应力梯度区域,仅仅从应力及应力修正的公式来计算寿命,不考虑应变及应变梯度,其寿命预计结果与实际情况已发生严重背离,误差已超出工程许可范围.譬如利用Masson 2Coffen 公式[526],计算只安装8个销钉的模型2,安装销钉的销钉孔寿命远低于没有销钉的销钉孔,和表2中的1～4号试验结果完全相悖.对于大应变及大应变范围和梯度的构件来说,从能量的角度来衡量,则更为精确.为此,本文利用了赵福星提出的拉伸应变能寿命预计方法.[7]311　涡轮盘实验情况涡轮盘在地面旋转试验器上,前期进行过不加扭矩的4次低循环疲劳试验.为便于盘轴连接销钉孔裂纹检测,在试验中传扭的16个销钉中仅等间隔装了8个(即模型2).目视发现裂纹,停止试验分解检查,试验结果见表21为了考核施加扭矩对盘轴连接销钉孔疲劳表2　某型发动机高压涡轮盘低循环疲劳寿命试验结果T a ble 2　T est result s o f L CF life o f the high 2pressu r e tur bine disc序号试验条件试验盘试验循环数检查情况1盘轴连接销子不承受扭矩,试验中单号销钉孔未装销子,双号销钉孔装有销子新盘70871#孔为主裂纹,已扩展至盘中心,长26mm ;4#,7#,9#,12#和15#孔均目视可见裂纹;断口分析揭示出1#裂纹萌生寿命3493循环,4#裂纹萌生寿命3667循环[1]2旧盘(200H )60471#孔为主裂纹,长10mm ;5#,8#,12#和16#孔均目视可见裂纹;断口分析1#裂纹萌生寿命3161循环,8#裂纹萌生寿命3985循环,16#裂纹萌生寿命3783循环[1]3旧盘(800H)2100着色检查6个孔(3#～8#)均有裂纹,长度分别约为10,5,2,5,10mm 和5mm [6]4旧盘(800H )26102330循环时检查发现7#孔裂4mm ,2430循环时裂纹未明显扩展,2610循环时裂纹扩展至10mm [6]5盘轴连接销子承受10000N 恒定扭矩作用,6个销钉孔均装有连接销子新盘5个销钉孔均未发现裂纹(另一个孔销子拔不出,无法检查)注序号3和号试验转子循环峰值转速为,其它试验转子循环峰值转速为3071m 1100001:412810r/im 12710r /min.航　空　动　力　学　报第24卷寿命的影响,又进行了施加固定扭矩的高压轮盘疲劳试验.试验施加恒定的13875N m 扭矩,传扭的16个销钉全部装上(即模型3).试验通过10000循环,分解探伤检查,未发现裂纹(试验结果见表2).显示了在新的试验条件下,某型高压轮盘有较长的疲劳寿命.312　拉伸应变能寿命模型该模型的假设是:在低循环载荷作用下,构件材料的损伤,是由其最大应力点附近所吸收的拉伸应变功控制的.每个循环单位体积的材料所吸收拉伸应变功的大小,可通过拉伸应变能的有效值来度量.材料的对称循环拉伸应变能表述为W d =Δσ-12Δεt ,-122θp ,-11+n ′+θe,-12(2)其中　Δσ-12为循环的应力幅;　Δεt ,-12为循环的总应变幅;　θp ,-1=Δεp Δεt ,θe ,-1=ΔεeΔεt 分别为塑性应变比和弹性应变比;　Δεp ,Δεe 分别为塑性应变范围和弹性应变范围;　n ′为循环应变硬化指数.采用构件低循环疲劳寿命的拉伸应变能模型,利用文献[3]材料试件的循环应力应变和寿命数据,外推拟合的250℃GH4133寿命计算式为l g N f =511089-515354(log W d )+619087(log W d )2-510421(log W d )3+118348(log W d )4-012569(log W d )5(3)其中W d 为有效应变能;N f 为循环寿命.而构件拉伸应变能的有效值,可由距最大应力点018m m 以内虚拟裂纹深度方向上的拉伸弹性应变能与拉伸滞后能的和的均值来近似.最大应力点附近的拉伸应变能有效值,可由第一主应力和第一应变幅的函数积分出来.W α=∫10βΔσ12Δε1,t 2d a-(4)其中a -=aa 0为虚拟裂纹相对长度,a 0=018mm ;Δσ1,Δε1,t分别为第一主应力幅和第一主应变幅;β为与局部应力、应变和应力循环特征σ相关的函数当构件最大应力点附近的有效拉伸应变能与光滑试件对称循环的拉伸应变能相等时,构件与光滑试件将具有相同的寿命.即W α=W d(5)在此条件下,对3种结构载荷条件下如图5所示P 点起始沿PQ 线方向的有效应变能和寿命计算,结果如表3所示,应变能分布如图12～图14所示.313　计算与试验对比分析由于材料数据有限,这里只能进行定性分析,为比较方便提出寿命比概念,寿命比是计算得到的循环寿命与最小循环寿命的比值.对于前期无扭矩8销钉结构的试验盘,有销钉孔和无销钉孔的初始寿命非常接近,寿命比为1∶,有销钉孔的寿命略长一些,这与试验中两种孔都有裂纹且无销钉孔裂纹较多的现象相一407122r .1021　第8期李　伟等:某型发动机涡轮盘销钉孔结构分析与寿命评估表3　寿命计算值T a ble 3　Calcula tion r esults of life计算条件序号模型3模型1模型2(有销钉孔)模型2(无销钉孔)有效应变能/(MJ/m 3)214999217511310768311200寿命/(循环数)5320443336613580寿命比114911241102110注:寿命比是以模型2(无销钉孔)为基准.图14　模型3应变能分布Fig.14　Strain energy distribution of model 3致(如表3种序号为1～4的4个试验盘结果).由图13可以看出,虽然有销钉孔孔边(a -=0)应变能大于无销钉孔孔边应变能.但是,有销钉孔应变能随相对虚拟裂纹长度a -衰减较快,使得其应变能有效值略小于无销钉孔的,因而出现了有销钉孔的寿命略长的计算结果.无扭矩的16销钉结构试验盘其计算初始寿命,大于8销钉结构试验盘的计算初始寿命,寿命比为1124∶11说明采用8销钉结构进行试验会降低轮盘销钉孔的疲劳寿命,也就是说前期试验不太合理.有扭矩的16销钉结构试验盘,其计算初始寿命大于无扭矩的8销钉结构试验盘的计算初始寿命,寿命比为1149∶11表3中加扭盘的计算寿命5320循环,而表2所列加扭试验盘经历10000次循环后无裂纹,试验寿命大于计算值.其原因与孔边有限元网格较粗有关.图12～图14的应变能分布可以反映出这一结果(由于时间所限未作进一步探讨).增加径向销钉个数,添加扭矩之所以能减小销钉孔周向应力应变,是因为径向销钉的径向拉力减小了涡轮轴安装凸肩的径向变形峰值状态3种载荷结构的径向销钉拉力见表1表4　峰值状态径向销钉拉力T a ble 4　For ce of t he r adial dow el at t he pea k condition计算条件单个销钉拉力/N销钉总拉力/N模型137511860029模型2(有销钉孔)36311029048模型3754312120690工作中的涡轮盘除了承受扭矩外还承受轴向力,可以预见轴向力也具有增加径向销钉摩擦力减小销钉孔应力应变的作用.4　结　论本文通过对某型发动机高压涡轮系统销钉孔部位的结构计算分析和基于应变能寿命计算公式的寿命评估,发现了前期试验状况与实际使用差别较大的问题,提出了涡轮盘加扭的试验方法,有效解决了试验问题,为延寿工作提供了力学依据.经整理和分析,可得如下结论:1)轮盘的危险点在轮盘销钉孔缘的P 点,与疲劳试验的起裂点是一致的.无预扭8销钉结构的试验盘中有销钉孔和无销钉孔的初始寿命非常接近,有销钉孔的寿命略长一些,这与试验中两种孔都有裂纹且无销钉孔裂纹较多的现象相一致,说明了计算的合理性.2)无预扭的16销钉结构试验盘计算初始寿命,大于8销钉结构试验盘的计算初始寿命.说明采用8销钉结构进行试验会降低轮盘销钉孔的疲劳寿命,也说明了前期试验的不合理性.3)所施加的扭矩是根据实际工作中叶片的气动载荷计算得到的,添加扭矩的计算和试验寿命要优于不添加扭矩的计算和试验结果.利用这一结论解决了试验问题,为某型发动机的延寿工作提供了依据.参考文献[]　龚梦贤,黄庆东,肖育祥,等某Ⅰ级涡轮盘低循环疲劳寿命试验研究[]航空动力学报,,()36236615071.4:1.J .1999144:1航　空　动　力　学　报第24卷GONG Mengxi an,HUAN G Qi ngdo ng,XIAO Yuxiang,etal.An exp eri ment al st udy on low cycl e fatig ue life of1stt urbine di sk i n aeroengi ne[J].J o urnal of Aerospace Pow2er,1999,14(4):36123661(i n chinese)[2]　董立伟.发动机高压涡轮盘非线性结构分析[D].北京:北京航空航天大学,20051DON G Liwei.Non2li near st ruct ure analy s i s of a t urbi nedisc i n t he hig h2p res sure s ect ion of an aero2en gi ne[D].Beiji ng:Beijing Uni versit y of Aero naut ics and Ast ronau2tics,20051(i n Chi nese)[3]　谢济中,徐凤琴,董福祥,等.涡喷系列发动机轮盘和机匣材料特性研究[R].北京:北京航空材料研究院,20021 [4]　颜鸣皋,刘多朴,师昌绪,等.中国航空材料手册[M].北京:中国标准出版社,20021[5]　Topper T H,Sandor B I,Mo rro w J.Cum ul at ive fati guedamage under cycli c st rai n cont rol[J].J our nal of Materi2al s,1969,4(1):18921991[6]　姚卫星.结构疲劳寿命分析[M].北京:国防工业出版社,20041[7]　赵福星,杨兴宇,董立伟,等.考虑应变梯度影响的疲劳寿命预测技术试验验证[R].北京:北京航空工程技术中心,200316071。

・１２・　文章编号：１００２—６８８６（２００８）０４—００１２～Ｏ３　

某涡轮盘应力计算及优化设计分析　杨喜关。罗贵火　（南京航空航天大学能源与动力学院，江苏　南京　２１００１６）　

摘要　奉式　幕　涡轮盎为模型－利用有限元分析的方法，对几种高温合金材料的涡轮盘进行了应力计算分析。利用ＡＮ－　ｓ　参数牛匕谬　ＡＰＤＬ编写了计算分析涡轮盘训面参数化成形、应力分析及涡轮盘优化程序　采用・阶优把方法对涡轮　盘进行　结构优化设计计算分析，实现了满轮盘结构的参数化建模和优化设计－－体化　试验结果表明改进后的涡轮盘鸯鲁　构合理可靠。　关ｔ谰；满轮盘有限元参数化优化　中文分毒Ｉ鲁号．Ｖ２３２．３　文献标识码：Ａ　

Ｔｈｅ　Ｓｔｒｅｓｓ　Ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｔｈｅ　Ｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇ　Ｄｅｓｉｇｎｉｎｇ　ｏｆ　ａ　Ｔｕｒｂｉｎｅ　Ｄｉｓｃ　ＹＡＮＧ　Ｘｉｇｕａｎ，ＬＵＯ　Ｇｕｉｈｕｏ　－　

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔａｋｉｎｇ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｄｉｓｃｓ　ａｓ　ａｎａｌｙｓｅｓ　ｍｏｄｅｌ，ｔｈｅ　ｓｔｒｅｓｓｅｓ　ｏｆ　ｗｈｉｃｈ　ｍａｄｅ　ｂｙ　ｓｅｖｅｒａｌ　ｈｉｇｈ—ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ａｌｌｏｙ　ａｒｅ　ｃａｌｃｕ—　ｌａｔｅｄ　ｍａｋｉｎｇ　ｕｓｅ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｆｉｎｉｔｅ　ｅｌｅｍｅｎｔ　ｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅ　ＡＰＤＩ　ｌａｎｇｕａｇｅ　ｉｓ　ｕｓｅｄ　ｔｏ　ｄｅｓｉｇｎ　ａ　ｐｒｏｇｒａｍ　ｆｏｒ　ｔｈｅ　ｐａｒａｍｅｔｒｉｃ　ｓｈａｐｉｎｇ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｄｉｓｃｓ，ａｎａｌｙｚｅ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｔｒｅｓｓ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｄｉｓｃｓ．Ｔｈｅ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｄｉｓｃ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｉｓ　ｏｐｔｉｍｉｚｅｄ　ｂｙ　ｍｅａｎｓ　ｏｆ　ｆｉｒｓｔ—ｏｒｄｅｒ　ｍｅｔｈｏｄ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｉｎｔｅｇｒａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｐａｒａｍｅｔｒｉｃ　ｍｏｄｅｌｉｎｇ　ａｎｄ　ｔｈｅ　ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ　ｄｅｓｉｇｎ　ｉｓ　ａｃｃｏｍｐｌｉｓｈｅｄ、Ｔｈｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｏｐｔｉｍｉｚｅｄ　ｔｕｒｂｉｎｅ　ｄｉｓｃ　ｗａｓ　ａｐｐｌｉｅｄ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｒｅｓｕｌｔ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｔｉｏｎ　ｉｎｄｉｃａｔｅｄ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ　ｉｓ　ｒｅａｓｏｎａｂｌｅ　ａｎｄ　ｄｅ—　ｐｅｎｄａｂｌｅ，　Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ：ｔｕｒｂｉｎｅ　ｄｉｓｃ　ｆｉｎｉｔｅ　ｅｌｅｍｅｎｔ；ｐａｒａｍｅｔｒｉｃ　ｄｅｓｉｇｎ　ｏｐｔｉｍｉｚｉｎｇ