航空发动机风扇整体叶盘结构断裂寿命探究.pdfVIP

航空发动机风扇整体叶盘结构 ～ …● ～ 一 断裂寿命研究 ．。．，一 吴斌 饶寿期 北京航空航天大学 摘要 拳文对航空发动机风扁整体叶盘结构进行了研究-用有限元法对1／4的叶盘和9。扇嚣叶 盘进存了应力分析，并罔线弹性断裂力学方法对整体叶盘中心孔郯位和升根部位的斯裂寿命 进行7f}-g，结果表明，整体叶盘应力分布台理，疲劳寿命较传统的燕尾槽连接设计大有提高． 关键调：发动机，风扇整体叶盘，断裂寿命． 一、目Ⅱ蓦 在传统的发动机转子缮构设计方面，压气机或风詹工作叶片采用叶身下面的棒头(燕尾 形)装在轮缘开的棒槽内．再用锁紧装置将叶片榫头锁紧．这种结构无疑增加了发动机的重量· 且在樟槽烛，出于离心负荷的作用，易产生应力集中，形成疲劳源，不利于发动机性能的提高． 露此．目前正在研究和发展发动机的整体叶盘结构设计，即把工作叶片和轮盘(用电子柬焊，摩 ，l 擦焊或电化学洗削等工艺)做成一个整体．这就是新出现的发动机部件英文术语。Bl酞”的来 源． 国外采用整体叶盘结构的发动机正在发展，如EJ200发动机第3级风扇翔第s锻压气机 ‘ 用了整体结构，6级压气机中全部为整体叶盘．此外tF414、BRTl5、PW300等发动机都采甩了 这种结构．研计我国在2000年的新型发动机中，由于摧墼比的提高，台耜缨在风扇和压气枧中 ． 出现这种结构．本文就燕为适应某型发动机的需要而预研的课题． 整体叶盘结构和传统的叶盘结构相比．有如下优点； 1．大大降低了转子的重量，减小了转予的尺寸．由于省去了安装样头的燕尾檀·轮绦厚度 大为减少，锁紧装置也被省去．这就太大减少了轮盘和叶片的重量．如F‘14与愿F404相比· 转子减轻了20．43kg，推重比也由原来的7．5提高到9．0．RR公司有些计算表明，如果设计得 当，整体叶盘设计可比传统设计，重量可减少至so％． 2．大大减少了转子零件的数日，使结构简单，装配维修方便．燕尾槽连接的设计．都需要镇 70 紧装置，如镬紧块、锁片、挡销及弹簧等．所有这些，不仅增加了转子的重量，也降低了发动机的 可靠性．F414发动机共采用了5个整体叶盘，却使男停减少了484个． 3．消赊了棒槽处的应力集中问题．榫槽处的应力集中，常常产生裂纹．成为限制低循环疲 劳寿命的关键部位．在整体叶盘设计中，叶掇处虽然也是应力较大部位，徨由于叶身重量较轻， 离心负荷减小，应力分布得到缓解． 4．增加’r转子的刚性，可得副较高的平衡精度，使转子在高转速下工作平穗．振动减小，且 有利于保持较小的叶尖同隙，提高了效率． 5．在叶盘的传统的燕尾槽连接中，由于器要～定的配合间隙，因厨叶片的掉头与耱盘棒槽 ，常常产生屠损与微动磨蚀和疲劳．也常常影响转子的寿命． 二、整体叶盘的应力分析 本文针对2000年设计的某发动机第3级风扇整体叶盎首先进行丁强度分析．为了突出主 要的受力影响和简化同题，仅计入了在离心力和气动负荷作用下所{}起的应力． ．根据飞行包线．选取了最大气动力状态(即危险状态)，此时叶片新承受的气动力最大，发 动机转速最葡，n～=12300r／min． 整体叶盘的材料选用TiSll，其有关性糖来自文献C1]．这种钛台金不仅具有一般钛台金 的优盘特性，而且兼有a、口钛舍金的优点，遥宜子焊接加工，在热处理中易于消除残余应力，适 用于焊接的整体卧盘结构．设计。 在有限元计算横壅中，划分网格时，考虑到机时限制和利于边界条件的选取，对整体叶盘 取1／4作兰缝有限元计算。共有3440个单元，7280个节点，如匿1所示．