用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构及设计方法技术

本发明专利技术涉及航空发动机技术领域，公开了用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构及设计方法，轮缘引线结构通过在涡轮盘轮缘凸块上开设穿线孔，规避了涡轮叶片动应力测量引线路径绕过盘心或在轮盘辐板开孔的问题，既能够大大降低引线的失效概率，又可以保证轮盘的强度和寿命满足要求，且穿线孔易于加工成型。且穿线孔易于加工成型。且穿线孔易于加工成型。

【技术实现步骤摘要】
用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构及设计方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，公开了用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构及设计方法。

技术介绍

[0002]在现代航空发动机的生产、研制和使用中，叶片断裂故障十分突出。由于叶片造型复杂，工作条件非常恶劣，经常会发生各种断裂故障。据统计，在叶片故障中，与高周疲劳相关的故障比例高达68％。叶片高周疲劳断裂故障会给发动机和飞机造成严重事故。航空发动机叶片的高周疲劳失效主要由气流激励引起的循环振动应力造成，由于实际工作状态下的激振力和叶片阻尼难以定量描述，因此通过仿真手段计算叶片振动应力目前存在较多困难，工程研制中需要依靠动应力测量试验获取叶片的振动应力。
[0003]在航空发动机上开展转子叶片动应力测量的关键问题之一是应变片的引线方式，它不仅关系到动应力测量试验本身的成败，而且还直接影响到发动机的性能和结构安全。因为在引线途经的零部件上要补充加工孔和槽，这些孔、槽的位置和尺寸直接影响到发动机的振动及零部件的强度和寿命，而且还有可能会给发动机带来漏气、漏油、性能下降等故障。
[0004]尤其是对于多级涡轮的叶片动应力测量试验，应变片引线必须途经中间级轮盘，最终引入到安装在涡轮轴后段的遥测模块发射装置。常规的中间级轮盘引线方式通常有两种：a)引线绕过轮盘的盘心（如附图1所示）。这种方式引线较长，其最大的弊端就是引线失效概率高。而且由于涡轮盘在工作状态由于转速和温度载荷的作用会发生较大变形，容易使引线扯断。
[0005]b)在轮盘辐板上开孔，引线从孔内部穿过轮盘辐板（如附图2所示）。这种方式有两个弊端：一是需要在轮盘强度薄弱位置开孔，孔边应力集中可能影响轮盘的强度和寿命；二是安装边会对打孔造成遮挡，使辐板开孔难以实现。
[0006]综上所述，对于多级涡轮的中间级轮盘引线，常规的引线方式均存在很大弊端。

技术实现思路

[0007]本专利技术的目的在于提供用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构及设计方法，轮缘引线结构通过在涡轮盘轮缘凸块上开设穿线孔，规避了涡轮叶片动应力测量引线路径绕过盘心或在轮盘辐板开孔的问题，既能够大大降低引线的失效概率，又可以保证轮盘的强度和寿命满足要求，且穿线孔易于加工成型。
[0008]为了实现上述技术效果，本专利技术采用的技术方案是：一种用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构，包括开设于轮缘凸块上的穿线孔，所述穿线孔用于引出上游涡轮转子叶片动应力测量应变计的引线。
[0009]进一步地，所述穿线孔的直径大于等于所述引线的外径，且所述穿线孔直径的最
大值；其中，为材料持久强度，为轮缘材料密度，为轮缘凸块开孔截面以上部分的体积，为轮缘凸块开孔截面以上部分质心相对于发动机轴线的半径，为发动机旋转角速度，为轮缘凸块开孔截面的周向宽度，为穿线孔的最大直径，为轮缘凸块的轴向长度，为发动机设计要求的轮缘凸块持久强度储备。
[0010]进一步地，所述穿线孔位于对应涡轮前挡板与涡轮盘配合区域下边缘下方，且穿线孔中心相对于轮缘凸块底部的高度为轮缘凸块高度的0.1～0.4倍。
[0011]为实现上述技术效果，本专利技术还提供了一种用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构设计方法，包括：根据引线直径确定轮缘凸块上穿线孔的开孔直径；在涡轮前挡板与涡轮盘配合区域下边缘下方选择穿线孔的开孔位置；根据穿线孔直径和穿线孔开孔位置，建立轮缘凸块的有限元模型，根据所述有限元模型分析开孔后轮缘凸块的截面强度储备和低循环疲劳寿命；若所述截面强度储备和所述低循环疲劳寿命均满足轮缘凸块设计截面强度储备要求和设计低循环疲劳寿命要求，则在轮缘凸块选择的穿线孔位置开孔；否则，调整穿线孔开孔位置，直至满足轮缘凸块设计截面强度储备要求和设计低循环疲劳寿命要求。
[0012]进一步地，分析开孔后轮缘凸块的截面强度储备和低循环疲劳寿命，包括：利用有限元模型在轮缘凸块与叶片榫头接触面施加挤压力，然后对有限元模型施加刚体位移约束和温度、转速载荷，利用有限元分析软件开展静强度分析，获取轮缘凸块的静应力分布；根据静应力分布提取轮缘凸块开孔截面的平均应力，结合相应工作温度和工作时间下的材料持久强度，求得轮缘凸块开孔截面的持久强度储备；根据静应力分布提取轮缘凸块上穿线孔边缘的局部应力和局部应变，根据轮盘材料工作温度下的应变—寿命曲线求得轮缘凸块孔边低循环疲劳寿命。
[0013]进一步地，轮缘凸块上穿线孔的开孔直径的最大值；其中，为材料持久强度，为轮缘材料密度，为轮缘凸块开孔截面以上部分的体积，为轮缘凸块开孔截面以上部分质心相对于发动机轴线的半径，为发动机旋转角速度，为轮缘凸块开孔截面的周向宽度，为穿线孔的最大直径，为轮缘凸块的轴向长度，为发动机设计要求的轮缘凸块持久强度储备。
[0014]与现有技术相比，本专利技术所具备的有益效果是：本专利技术的轮缘引线结构通过在涡轮盘轮缘凸块上开设穿线孔，规避了涡轮叶片动应力测量引线路径绕过盘心或在轮盘辐板开孔的问题，既能够大大降低引线的失效概率，又可以保证轮盘的强度和寿命满足要求，且穿线孔易于加工成型。
附图说明
[0015]图1为传统的绕盘心的引线方式示意图；
图2为传统的辐板开孔的引线方式示意图；图3为实施例中轮缘引线结构示意图；图4为实施例中穿线孔在轮缘凸块上的结构示意图；其中，1、轮缘凸块；2、穿线孔；3、涡轮叶片；4、引线。
具体实施方式
[0016]下面结合实施例及附图对本专利技术作进一步的详细描述。但不应将此理解为本专利技术上述主题的范围仅限于以下的实施例，凡基于本
技术实现思路
所实现的技术均属于本专利技术的范围。
[0017]实施例1参见图3
‑
图4，一种用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构，包括开设于轮缘凸块1上的穿线孔2，所述穿线孔2用于引出上游涡轮转子叶片动应力测量应变计的引线4。
[0018]在本实施例中，通过在涡轮盘轮缘凸块1上开设用于引出上游涡轮转子叶片动应力测量应变计的引线4的穿线孔2，可以在涡轮盘装配过程中，需要穿过中间级轮盘的引线4从穿线孔2穿出后沿着后鼓筒的通气孔从后鼓筒的外表面转折进入内表面，使引线4进入下一级轮盘，直至引入涡轮轴后端的遥测模块。本实施例中的轮缘引线4结构通过在涡轮盘轮缘凸块1上开设穿线孔2，规避了涡轮叶片3动应力测量引线4路径绕过盘心或在轮盘辐板开孔的问题，既能够大大降低引线4的失效概率，又可以保证轮盘的强度和寿命满足要求，且穿线孔2易于加工成型。
[0019]实施例2以三级低压涡轮转子为例，在第二级轮缘凸块1开穿线孔2，穿线孔2的相关参数由如下方法确定：1）根据引线4直径确定轮缘凸块1上穿线孔2的开孔直径；为了保证引线4从轮盘前端面引到后端面的过程中可以顺利通过穿线孔2，本实施例所述穿线孔2的直径大于等于所述引线4（或引线4束）的外径尺寸。此外由于穿线孔2的存在减小了轮缘凸块1承载面积，为了保证开孔后轮缘凸块1的强度储备满足设计要求，本实施例中穿线孔2的设计存在一个最大直径；其中，为材本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构，其特征在于，包括开设于轮缘凸块上的穿线孔，所述穿线孔用于引出上游涡轮转子叶片动应力测量应变计的引线。2.根据权利要求1所述的用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构，其特征在于，所述穿线孔的直径大于等于所述引线的外径，且所述穿线孔直径的最大值；其中，为材料持久强度，为轮缘材料密度，为轮缘凸块开孔截面以上部分的体积，为轮缘凸块开孔截面以上部分质心相对于发动机轴线的半径，为发动机旋转角速度，为轮缘凸块开孔截面的周向宽度，为穿线孔的最大直径，为轮缘凸块的轴向长度，为发动机设计要求的轮缘凸块持久强度储备。3.根据权利要求1所述的用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构，其特征在于，所述穿线孔位于对应涡轮前挡板与涡轮盘配合区域下边缘下方，且穿线孔中心相对于轮缘凸块底部的高度为轮缘凸块高度的0.1～0.4倍。4.一种用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构设计方法，该方法用于实施权利要求1
‑
3任意一项所述的用于多级涡轮叶片动应力测量的轮缘引线结构，其特征在于，包括：根据引线直径确定轮缘凸块上穿线孔的开孔直径；在涡轮前挡板与涡轮盘配合区域下边缘下方选择穿线孔的开孔位置；根据穿线孔直径和穿线孔开孔位置，建立轮缘凸块的有限元模型，根据所述有限元模型分析开孔后轮缘凸块的截面强度储备和低循环疲劳寿命；若所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：江柏均，吴光耀，范兴超，王梅，何云，王学民，
申请(专利权)人：中国航发四川燃气涡轮研究院，
类型：发明
国别省市：