某渦輪性能試驗件結構設計

欒永先，趙光電

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

某渦輪性能試驗件結構設計

欒永先，趙光電

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

為驗證某新設計渦輪的效率，設計了渦輪性能試驗件。對渦輪性能試驗件試驗原理、具體結構和主要零部件材料進行了介紹，闡述了軸向力平衡、軸承潤滑和密封結構的設計方法。利用有限元法對試驗件轉子和工作葉片進行了強度計算分析，利用數值法和有限元法對渦輪盤和工作葉片之間聯接銷釘的強度進行了計算分析，在轉子葉片葉尖部位采用了防泄漏結構設計并進行了流動計算分析。計算和試驗表明：該渦輪性能試驗件結構滿足裝配和強度要求，葉尖防泄漏結構設計合理，渦輪試驗效率與理論設計效率相吻合。

渦輪；試驗件；結構設計；有限元；強度計算；航空發動機

0 引言

隨著現代航空發動機性能的不斷提升，越來越多先進的氣動性能和結構設計技術在發動機設計中得到應用，因此對先進設計技術的應用和驗證研究工作的重要性就越來越突出。美國從1959年就啟動了ATEGG等預先研究工作，其第3代戰斗機發動機在預研計劃的支持下，型號工程研制階段時間大都在5 a左右，加上驗證機的總研制周期不超過10 a。俄羅斯則由于預研和驗證工作不夠充分，研制過程中的問題較多，導致研制周期較長，使得整個研制時間較美國的長3-5 a。而中國的航空發動機設計技術基礎相對薄弱，若要趕超先進實現跨越式發展，則對先進設計技術的預研和驗證工作就顯得尤為重要。

本文針對某新型高壓渦輪葉片設計了1套氣動性能試驗件，試驗件中所用渦輪葉片是利用最新的葉片造型方法設計，設計性能指標先進，希望通過模擬試驗來換算出該葉片的實際效率指標，對該葉片氣動設計技術和造型程序進行驗證，為該設計方法和程序在未來高推重比發動機上的應用提供依據。

1 渦輪性能試驗件結構設計

1.1 試驗原理介紹

本試驗件適用于暫沖式渦輪性能模擬試驗臺，試驗來流氣體溫度略高于常溫，試驗壓力和轉速根據相似準則換算得出，其試驗測試參數均在瞬間內完成采集，試驗原理如圖1所示。

圖1 試驗原理

試驗前關閉高速進氣閥，將儲氣罐內氣體壓縮到某試驗狀態點所需壓力，同時利用真空泵將試驗件流道和排氣罐內部抽真空，用電動機將試驗件轉子旋轉到試驗設計點所需轉速，在真空狀態下試驗件轉動阻力小，便于維持運轉和調整試驗件進出口膨脹比。

試驗時關閉電動機，與此同時在瞬間打開高速進氣閥，利用儲氣罐內高壓氣體短時間沖擊渦輪作功，此時的電動機轉換為測功器，用于測量渦輪功率。在試驗件上設計了轉速、總壓和靜壓測試點，用于測試試驗件工作中各參數的變化。每個試驗狀態點的持續時間僅為3 s，壓力測試選用高頻設備可以在幾秒鐘內測出上百個數據，結果分析時取試驗穩定狀態中間400 ms內數據。

1.2 試驗件總體結構設計

渦輪性能試驗件總體上可以分為試驗段和排氣段2部分，通過安裝邊上周向32個螺栓聯接固定，采用止口形式定心，軸向配合面上設計2道環形封嚴槽，封嚴槽內安裝膠圈防止漏氣。安裝邊上設計吊耳，便于試驗件的運輸、裝配和分解，試驗件總體結構如圖2所示。

圖2 試驗件結構

從圖中可見，試驗段由靜子和轉子2大部件組成，靜子部件中內、外機匣通過支板焊接成同心圓環結構，外機匣前安裝邊與儲氣罐出口聯接，后安裝邊與排氣段機匣進口聯接。內機匣內部安裝2個環形支板用于安裝軸承，內機匣出口處利用螺栓安裝導向葉片。

轉子部件包含工作葉片、渦輪盤、渦輪軸、平衡盤、封嚴篦齒環、測速齒輪和鎖緊螺母等轉動部件，通過軸承與靜子部件聯接。渦輪軸前端設計內套齒與電動測功一體機相連，通過套齒來傳遞扭矩。渦輪軸上安裝測速齒輪，利用測速齒輪與支板上光學傳感器的相對轉動，可以測量出轉子轉速。在渦輪軸中間部位安裝軸向力平衡盤，平衡盤與渦輪軸之間通過平鍵保持周向定位并傳遞扭矩，以此保證二者同步旋轉。渦輪軸后端與渦輪盤片組件通過螺栓聯接，利用止口定心。

排氣段主要是內、外機匣通過支板焊接成的同心圓環結構，其后安裝邊與排氣罐聯接。在排氣段的進口部位設計了壓力測試接口，用于安裝壓力測試管線來獲取試驗壓力數據。

靜子部件由于承受載荷較小，結構設計空間相對充裕，因此選用價格低廉、切削加工性能較好的45鋼，加工成形后進行發藍處理即可起到防銹作用。在轉子部件中，用于聯接渦輪工作葉片和渦輪盤的銷釘所受載荷最大，強度要求最高，因此選用抗氧化性能良好、常溫情況下抗拉強度很高的0Cr17Ni4Cu4Nb材料。其它轉動部件所受載荷相對銷釘的小，因此選用抗氧化性良好、常溫情況下抗拉強度較高的1Cr11Ni2W2MoV材料。

1.3 渦輪盤片聯接結構設計

在試驗件中，在渦輪盤輪緣中間位置設計周向環槽，在工作葉片緣板下方設計凸耳，將凸耳插入輪盤環槽內并利用銷釘實現二者的聯接與定位，此種聯接方式加工方便，成本低廉，適合在試驗件設計中使用。渦輪盤輪緣環槽與凸耳相配合，其上的銷釘孔為臺階孔，銷釘只能從環槽前方插入銷釘孔，防止銷釘從輪盤后端竄出；在輪盤前端安裝擋板，防止銷釘從前端竄出。在拆分葉片時，先取下前擋板，然后利用細桿通過小孔將銷釘從環槽前方推出，最后取出葉片，試驗件中渦輪盤與工作葉片的具體聯接形式如圖3所示。

圖3 盤片聯接軸承系統結構設計

試驗件轉子通過1個滾球軸承和滾棒軸承聯接到靜子部件形成懸臂結構，其中滾球軸承將轉子氣動軸向載荷和徑向載荷傳遞給靜子部件，滾棒軸承僅傳遞徑向載荷。在試驗過程中，轉子最大工作轉速為6000 r/min，軸承雖然承受著一定的載荷，但其受載時間很短，因此2個軸承均未采用航空發動機上的液體潤滑冷卻方式，而采用油脂進行潤滑和冷卻，這樣可以避免復雜的軸承冷卻供回油系統和油氣密封系統的設計工作，極大降低了試驗件的設計難度和周期，降低試驗件的加工成本和試驗費用。軸承外部設計封嚴篦齒環，用于降低軸承部位空氣流通速度，防止軸承潤滑脂在氣流作用下產生飛濺，影響軸承冷卻效果。

通過2維有限元計算可知，在試驗最大狀態點篦齒環尖部會產生約0.1mm的徑向變形，考慮到軸承自身存在的0.1mm徑向游隙和零件加工公差，在結構設計時將篦齒尖部與外環之間徑向間隙設計為0.2～0.3mm。在試驗和裝配過程中，可能發生篦齒尖部與外環碰摩的情況，為避免損傷篦齒，外環內部安裝了硬度相對較低的黃銅環，黃銅環與外環過盈配合，利用組合加工方式達到設計所需尺寸。篦齒環采用硬度較高的1Cr11Ni2W2MoV材料，軸承系統的具體結構如圖4所示。

圖4 軸承系統結構

1.4 軸向力平衡結構設計

在試驗過程中，渦輪盤承受較大的向后的氣體軸向載荷，該載荷通過渦輪軸傳遞給滾球軸承。為避免損壞滾球軸承，在進氣內機匣內部設計了平衡盤，其具體結構如圖5所示。

圖5 軸向力平衡結構

在試驗時，一部分高壓氣體通過導向葉片沖擊工作葉片和渦輪盤，產生向后的軸向力；另一部分氣體通過內機匣上均布的通孔進入平衡腔對平衡盤產生向前的軸向力，大大減小了轉子向后的軸向力，減輕了滾球軸承的負擔。在平衡盤輪緣處設計了6道封嚴篦齒，能夠有效阻止平衡氣體的泄漏，有利于保持平衡盤兩側的壓差。

1.5 葉尖封嚴結構設計

渦輪的葉尖與機匣之間存在著1個“最佳”徑向間隙值，過大的間隙會導致葉尖氣流泄漏增大，降低渦輪效率，葉尖間隙每增加葉片長度的1%，渦輪效率約降低1.5%；過小的間隙容易導致葉片與機匣發生碰摩，不僅損壞零部件，還會在試驗過程中引起振動，影響試驗安全。

通過有限元計算可知，在最大試驗狀態下，渦輪盤的徑向變形為0.3mm，聯接銷釘的彎曲變形為0.05mm，葉片的徑向變形為0.15mm，整個盤片組件的最大徑向變形為0.5mm。考慮到軸承游隙和加工公差的影響，葉尖間隙設計為0.7mm。為降低葉尖泄漏損失，避免葉片的碰摩損壞，在葉尖部位設計1個沿葉型深度為1.5mm的凹槽，在機匣上設計若干個封嚴齒，其具體結構如圖6所示。

當氣流流過葉片尖部的凹槽時，會在凹槽和封嚴齒內旋轉流動，流阻增大，降低氣體泄漏量。通過CFD計算可知，在凹槽和封嚴齒的作用下，葉片氣體泄漏量在試驗狀態下會降低18%左右，氣體在葉尖的流動狀態如圖7所示。

圖7 葉尖流線

2 試驗件強度分析

由于試驗件工作轉速較高，在結構設計中不僅要考慮加工、裝配、潤滑、封嚴等要求，還要對試驗件的轉子部件、葉片和盤片聯接銷釘進行強度分析，利用計算指引結構設計，以確保試驗的安全進行。

2.1 轉子部件強度分析

利用有限元軟件ANSYS對轉子部件進行強度分析，根據試驗件結構特點建立軸對稱計算模型。計算模型共劃分24168個4邊形網格，在盤心施加單點軸向約束，在輪緣施加葉片離心力載荷，在模型整體加載角速度載荷，通過計算可以得到轉子的等效應力分布，如圖8所示。

圖8 轉子等效應力分布

2.2 葉片強度分析

根據葉片模型特點和所受載荷情況，在對其進行強度分析時利用UG軟件進行3維建模，然后導入ANSYS軟件進行加載和計算。由于葉片尾緣、葉根部位倒圓尺寸較小，網格劃分相對較細，整個模型共劃分354479個4面體單元。在葉片凸塊上圓孔與銷釘接觸部位施加徑向約束和軸向單點約束，整個葉片施加角速度載荷，通過計算可以得到葉片的徑向應力分布，如圖9所示。

圖9 葉片徑向應力分布

2.3 銷釘強度分析

聯接渦輪盤和葉片的銷釘在試驗過程中承受著巨大的葉片離心載荷，其強度能否滿足設計規范要求直接決定著該結構方案的可行性和試驗的安全性。在試驗件的方案設計階段就要對銷釘進行初步強度預估，通過幾何尺寸調整使其強度基本滿足規范要求，最后在詳細設計階段對其進行強度分析，確保銷釘安全可靠。

2.3.1 方案設計階段強度預估

在方案設計階段，利用理論公式對銷釘進行強度預估，此法比較準確且便于修改迭代，能有效節省設計時間。在計算中假設輪盤輪緣銷釘孔為通孔，取葉片凸耳中心線為Y軸，銷釘孔中心線為X軸，假設由葉片凸耳和輪緣耳環作用在銷釘上的載荷呈三角形分布，具體模型如圖10所示。在X=0和X=l1+l2截面處銷釘所受載荷為零，在剪切面即X=l1和X=-l1處銷釘所受載荷達到最大值。

圖10 銷釘載荷分布

在計算中認為每個輪緣耳環所承受的載荷為

式中：Cl為整個葉片的離心力；Cf為銷釘離心力。

銷釘最大彎矩（X=0截面）

式中：l1為葉片凸耳軸向長度的一半；l2為輪緣耳環厚度。

銷釘最大彎曲應力（X=0截面）為

式中：W為銷釘截面抗彎截面系數。

銷釘最大剪切應力為

銷釘平均剪切應力為

式中：d為銷釘直徑。

2.3.2 詳細設計階段強度分析

在試驗件詳細設計階段，采用有限元法對銷釘進行3維強度分析，便于了解其應力分布與變形情況。根據其結構和受力特點，取單個銷釘以及與其接觸的葉片、輪盤的相關部位建立3維有限元模型，采用6面體網格進行劃分，有限元模型如圖11所示。

圖11 銷釘有限元模型

圖12 銷釘彎曲應力

圖13 最大彎曲應力截面應力分布

圖14 最大剪切應力截面應力分布

3 結論

在完成了試驗件的加工以后，對轉子部件進行動平衡，平衡精度滿足要求后完成總體裝配和試驗前調試。根據相似原理，整個試驗過程包括0.7、0.8、0.9、1.0（設計狀態點）和1.1 5個模擬狀態，在試驗件穩定運轉階段多次錄取性能參數并進行數據處理。通過試驗數據和計算結果對比可以得到如下結論：

（1）在設計狀態點，渦輪試驗效率達到88.7%，較理論計算值低0.3%，表明試驗件流道部分設計合理，氣體泄漏量較小，葉尖防泄漏結構設計效果較好。

（2）試驗件經過多次試驗未出現故障，表明聯接銷釘、軸承潤滑密封和平衡盤等部件結構設計合理，強度評估比較準確。

（3）試驗件加工、裝配周期較短，成本較低，能夠滿足試驗研究的需要，可以為今后的預研工作提供參考。

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（編輯：張寶玲）

Structural Design of a Turbine Performance Rig

LUAN Yong-xian，ZHAO Guang-dian
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

In order to verify the efficiency of a new turbine,a turbine performance rig was designed.The test principle，detailed structure and primary component materials were introduced，the approach to balance the axial force，lubricate the bearings and the seal structures were illustrated.The strength of the rotor and blade was analyzed by FEA(Finite Element Analysis)method.The strength of the pin between disk and blade was calculated by numerical and FEA methods.The structure of anti-leaking upon the blade tip was designed and the calculation of the fluid was accomplished.The calculation and performance test show that the structure of the turbine performance rig can meet the demand of assembly and strength，the anti-leaking structure upon the blade is suitable，the turbine experimental efficiency is consistent with the theoretic result.

turbine;rig;structural design;FEA;strength calculation;aereoengine

V 231.91

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.05.002

2014-11-27 基金項目：航空動力基礎研究項目資助

欒永先（1982），男，碩士，工程師，主要從事渦輪結構設計工作；E-mail：362169764@qq.com。

欒永先，趙光電.某渦輪性能試驗件結構設計[J].航空發動機，2015，41（5）：8-13.LUAN Yongxian，ZHAO Guangdian. Structural design ofa turbine performance rig[J].Aeroengine，2015，41（5）：8- 13.