某结构空心风扇叶片设计与分析

针对宽弦空心风扇叶片技术在大涵道比航空发动机设计中的应用研究,以某型宽弦风扇叶片为对象,探索了无芯结构空心风扇叶片结构设计和快速强度分析方法.定义了无芯结构空心叶片的几何特征参数,提出了1种基于NX Nastran快速强度分析方法,重点分析了加强筋数量、宽度对空心叶片强度和刚度的影响,并分析了制造偏差对结构设计的影响.结果表明:无芯结构宽弦空心风扇叶片设计方法可以实现无芯结构空心叶片结构设计和快速强度分析.     

宽弦空心风扇叶片制造工艺的发展

本文主要分析了国外新一代涡轮风扇发动机的宽弦空心风扇叶片的设计特点，介绍了空心风扇叶片的超塑成形和扩散连接工艺。宽弦空心风扇叶片的设计与制造工艺正为新一代高推重比军用发动机所采用。     

空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证

基于实际大涵道比航空涡扇发动机宽弦风扇叶片的结构特征,设计、加工了空心风扇叶片结构模拟件,完成了空心风扇叶片高循环疲劳试验设计,并着重对其叶身空心结构部分抗疲劳能力进行了试验验证.试验结果表明试验夹具和试验件的设计能够完成空心风扇叶片高循环疲劳考核的目的.同时,该空心风扇叶片结构叶身部分对应1×107次循环的高循环疲劳强度介于370MPa至400MPa之间,满足其在最大工作状态下疲劳强度不小于324MPa的高循环疲劳设计要求.因试验件数量相对较少,仅获得了给定应力水平下的高循环疲劳寿命数据,后续可按照该技术途径和方法流程适当增加试验件数量,以获取疲劳极限进而构建其应力-疲劳寿命曲线,为工程研制奠定基础并积累数据.      

F136发动机及其关键部件

F136发动机是在YF120-GE-100发动机的基础上为JSF计划研制的新一代发动机。它的直径为1.09m的3级风扇采用20片三元气动设计的高流量宽弦钛合金叶片,第1级叶片为空心结构;第2,3级叶片为实心结构,3级叶片全部采用线性摩擦焊焊接的整体叶盘结构。5级整体叶盘结构的压气机也采用三元气动设计,转子叶片叶尖前掠,静子叶片为弓形,前2级用钛合金加工;后3级采用钢加工。燃烧室为由多孔层板加工的单头部双层壁环形燃烧室。单级高     

树脂基复合材料风扇叶片的优化设计

在深入研究树脂基复合材料的材料属性和设计准则的基础上,提出并建立了一种树脂基复合材料空心风扇叶片的结构设计方法,并对叶片的强度和振动特性进行了研究,结果表明所提出的树脂基复合材料空心风扇叶片的结构设计是可行的,且对于提高风扇叶片的强度和减重起到了显著的效果.在此基础上,以共振裕度为设计目标,提出了树脂基复合材料风扇叶片优化设计的流程,解决了优化过程中学科间、应用软件间的信息传递问题,并实现了叶片铺层顺序设计优化.结果表明:在满足强度约束条件的前提下,树脂基复合材料空心风扇叶片较金属实心叶片质量减少了78.88%,共振裕度增加了8.44%.      

空心风扇叶片结构优化设计方法及程序实现

在空心风扇叶片结构强度分析的基础上,以叶片最大等效应力水平为约束条件,建立了叶片质量和径向位移最小化的双目标优化模型.采用正交试验设计的方法,分析了各设计变量对约束函数和目标函数的影响,减少了设计变量的数量.为了提高优化设计效率,采用径向基函数插值的方法,构造了约束函数和目标函数的响应面替代模型,从而避免了优化设计过程中大量的结构有限元分析求解.针对空心叶片结构强度优化设计的示例,探讨了替代模型和带精英策略的Pareto排序遗传算法的具体应用,得到了分布均匀的Pareto最优解,给出了空心叶片示例的具体优化设计结果.      

扩散连接空心瓦伦结构抗冲击强度分析

针对发动机空心叶片的钛合金三层空心瓦伦结构,分析了不同瓦伦结构特征参数对抗冲击强度的影响试验。通过有限元数值模拟和逆向分析的手段,估算出钛合金空心瓦伦焊缝的失效强度。对数值模拟结果进行分析,得到在冲击载荷下相邻瓦伦夹角、焊缝长度与扩散连接焊焊缝失效强度之间的关系,为空心风扇叶片等空心瓦伦结构零部件的设计和抗冲击强度分析提供参考。     

基于正交试验设计的空心叶片结构优化设计

提出了描述空心风扇叶片几何特征的结构设计参数,并由此建立了空心叶片有限元分析模型,同时为适应优化设计的迭代过程,发展了一种能够自动更新空心叶片结构高质量有限元网格的方法.在对简化的设计变量进行合理假设和离散的基础上,将基于强度约束和质量最小化为目标的优化设计问题转化为寻求无约束多目标优化问题,并通过多轮数值正交试验设计...     

多孔层板冷却有效性的研究

在大尺寸低速回流风洞中对应用于涡轮叶片的2种绕流结构4块单双层多孔层板进行了流阻特性和冷却有效性的实验研究,结果表明多孔层板有很高的冷却有效性,流阻的大小和冷却有效性的高低主要取决于多孔层板的开孔率,开孔率越大,流阻越小,冷却有效性越高。本文所设计的层板结构参数和试验结果对层板在航空发动机涡轮叶片中的应用有参考价值。      

宽弦空心风扇叶片大鸟撞击试验研究

为了建立钛合金空心风扇单叶片大鸟撞击试验方法，针对宽弦钛合金空心风扇叶片开展了大鸟撞击叶片位置敏感性分 析、鸟撞参数设计及鸟弹姿态控制研究，制定了大鸟撞击风扇叶片试验方案，完成了试验装置设计并进行了验证试验。结果表明：钛 合金空心风扇叶片对大鸟撞击位置敏感性强，撞击最危险位置为50%叶高处；通过采用人工明胶鸟弹、优化弹托和增加泄压段，可 有效提高鸟弹姿态控制精度；验证试验结果与设计预期吻合度良好，表明风扇叶片静止且鸟与风扇叶片的相对速度为工作状态下 的大鸟撞击试验可有效模拟大鸟撞击叶片的冲击历程。     

宽弦空心风扇叶片流固耦合作用下的叶片响应分析

利用数值模拟的方法,对宽弦空心风扇叶片在空气场作用下的瞬态响应进行了研究.采用流固耦合数值计算方法,得到了某宽弦空心风扇叶片在非定常边界条件下的变形响应.计算结果表明,叶片在空气场的作用下,最大位移发生在叶片前缘叶尖处,在沿叶展方向与叶片内部芯板结构沿叶展方向分布重合处产生应力集中,应力值由叶片表面向叶片内部逐渐减小,内部芯板虽然厚度较薄,但分布应力值均较小,且应力集中发生在叶片表面.气动力与叶片结构之间的耦合作用,使叶片结构模态振型沿周向不再均匀分布.叶片在气固耦合时的变形响应以绕旋转轴的弯曲振动为主,接近叶片的一阶模态变形.      

跨声速风扇叶片的静态气动弹性问题

使用时域的流固耦合数值计算方法,研究了跨声速风扇叶片在气动力和离心力共同作用下的静态气动弹性问题,分析了叶片在不同工况下的变形规律及叶片变形对整体气动性能的影响.NASA rotor 67的静态气动弹性计算说明气动力对叶片最大变形的贡献达13.07%, 而且叶片变形明显地改变了通道激波的位置和强度.宽弦空心跨声速风扇叶片的静态气动弹性计算说明叶片变形对总体气动效率的影响为0.15%~ 0.5%,其中气动力对变形贡献在叶片尖部的前缘可达41%,考虑气动力引起的变形使得该风扇的流量增大,气动特性线整体向右偏移.计算结果说明:气动力的非线性对跨声速风扇叶片静态变形问题有显著的影响,工程实践中从设计叶型到制造叶型的反扭过程应该采用流固耦合方法以得到更准确的叶型.      

航空发动机风扇叶片与机匣刮蹭分析及结构设计

针对异常载荷下,航空发动机宽弦风扇叶片的叶尖与机匣刮蹭变形及损伤特征缺乏数据支持,而传统理论计算方法存在较大的误差问题,建立了宽弦风扇叶片叶尖刮蹭显式动力学分析模型,采用宽弦风扇叶片与机匣刮蹭试验数据,对分析模型的计算精度进行了验证。基于分析模型进行了仿真参数的敏感度分析,得到了叶片与机匣刮蹭后叶片变形及机匣损伤规律。研究结果表明:叶尖伸长量对转子转速非常敏感,叶尖径向伸长量增加速率远大于转速增加值,因此在叶片设计中应考虑到风扇叶片极限转速下叶尖伸长量。同时需要选取合理的扭转角度以满足叶片安全性和气动性能的要求。在风扇机匣包容区设计中应主动考虑异常载荷的影响,增大安全性设计域度;设计合理的耐磨层材料参数,减小风扇叶片对其冲击损伤。采用该方法可以提高叶尖间隙控制精度,减小刮蹭对叶片和机匣造成的损伤。      

某掠形跨声风扇设计与数值模拟

采用与计入三维激波结构轴对称流设计程序相匹配的任意中弧线叶片造型程序, 进行某单级跨声、小展弦比、具有小前掠和后掠的内外涵风扇设计.在设计过程中, 通过调整风扇转子压比、叶型最大相对厚度和前后缘厚度等参数沿展向的分布, 以及弯度和最大弯度位置沿弦向的分布, 从设计上减弱了叶片上部的激波强度、降低了激波及其关联的损失, 克服了该风扇转子高相对马赫数与低损失、高效率的矛盾, 内外涵数值模拟结果表明, 该风扇具有宽广的高效率区和高喘振裕度.      

宽弦风扇叶片造型对碰摩振动的影响规律

基于造型叠加建立了参数化的宽弦风扇叶片模型,利用碰摩动力学研究了叶片造型对于机匣碰摩振动的影响规律。宽弦风扇叶片的复杂几何造型可能会增大碰摩的非线性程度,因此有必要研究叶片几何外型对于碰摩响应的影响。在圆柱坐标系下建立了叶片造型和几何参数间的关系,得到了风扇叶片的参数化模型。利用三次样条拟合简化了叶顶间隙的计算,研究了偏心碰摩工况下基准叶片的振动问题,分析了振动响应、涂层磨损、叶片应力三者间的关联性。基于涂层磨损程度判断不同造型叶片的碰摩特性,实现了针对碰摩-造型相关性的快速分析。计算结果表明:叶根通流角可以显著影响叶身长度,进而改变了叶片固有频率调整碰摩共振的中心频率;叶顶扭转角通过改变最小抗弯刚度方向,可有效减小碰摩共振转速区间;相较于前倾叶片,后倾叶片有着更好的碰摩稳定性。      

航空发动机宽弦风扇叶片鸟撞损伤模型标定

为建立航空发动机风扇叶片抗鸟撞载荷能力的量化预测方法,针对特定的航空发动机宽弦风扇叶片设计,依据发动机在典型工作状态下的吸鸟速度、角度等撞击参数开展叶片鸟撞试验,采用显式动力学数值仿真方法,建立叶片鸟撞试验仿真分析模型,并通过对模型中叶片材料参数、鸟体本构模型参数、鸟与叶片耦合接触参数进行敏感度分析,对模型进行标定.结果表明,标定后的鸟撞分析模型所预测的叶片损伤模式与试验结果一致,预测的损伤位置与试验测量结果误差小于10%.