一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法技术

本发明专利技术提供了一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，涉及航空发动机技术领域。包括：获取止口挤压应力最小的发动机工作状态；在该状态下，获取压气机转子止口接触面上的挤压应力；通过迭代计算，获取所述挤压应力＞0时对应的止口过盈量，该止口过盈量为最小装配紧度；获取止口挤压应力最大的发动机工作状态；在该状态下，获取压气机转子止口接触面上的挤压应力和止口根部截面的剪切应力，并计算得到屈服强度储备和剪切屈服强度储备，通过迭代计算，获取屈服强度储备≥1和剪切屈服强度储备≥1时对应的止口过盈量，该止口过盈量为最大装配紧度。本发明专利技术既能保证流道的密封性，又可满足止口结构的强度要求，实现了设计的高效性。实现了设计的高效性。实现了设计的高效性。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法


[0001]本专利技术涉及航空发动机
，具体涉及一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法。

技术介绍

[0002]压气机转子结构是航空发动机的重要组成部件，主要由压气机转子叶片、轮盘以及鼓筒组成，转子通过高速旋转将空气压缩，供燃烧室燃烧后推动涡轮做功，从而为发动机提供推力。典型的多级转子叶盘的止口之间常采用过盈配合以保证压气机流道的密封性，防止止口在工作过程中张开产生漏气，进而导致压气机气动性能下降。然而，过盈配合并非越紧密越有效，过度的过盈配合不仅存在装配分解困难的问题，而且可能导致止口局部结构产生塑性变形甚至损伤。因此，止口紧度的选择对于航空发动机压气机的性能以及安全性具有重要影响。
[0003]为使压气机止口既能够确保密封作用，同时又不使结构失效，当前的压气机止口配合的紧度设计常常依靠工程经验，无法进行量化设计和评估，止口紧度设计效率低且难以达到最佳效果。

技术实现思路

[0004]为解决上述压气机转子止口紧度设计效果差、效率低的问题，本申请实施例提供一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，以达到既保证流道的密封性，又可满足止口结构的强度要求，实现设计高效性的目的。
[0005]本申请实施例提供以下技术方案：一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，包括：获取压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态；在该压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态下，获取该压气机转子止口接触面上的挤压应力；通过调整止口过盈量，并进行迭代计算，获取所述挤压应力＞0时对应的止口过盈量，该止口过盈量为最小装配紧度；获取压气机转子止口挤压应力最大的发动机工作状态；在该压气机转子止口挤压应力最大的发动机工作状态下，获取该压气机转子止口接触面上的挤压应力和止口根部截面的剪切应力；通过所述挤压应力和止口根部截面的剪切应力，分别计算得到屈服强度储备和剪切屈服强度储备，通过调整止口过盈量，并进行迭代计算，获取所述屈服强度储备≥1和剪切屈服强度储备≥1时对应的止口过盈量，该止口过盈量为最大装配紧度。
[0006]根据本申请一种实施例，所述的压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态为发动机的过渡态的快速降温点工况。
[0007]根据本申请一种实施例，在该压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态
下，获取该压气机转子止口接触面上的挤压应力，包括：建立二维转子有限元模型，将压气机转子止口设置为初始的0过盈量，通过该有限元模型，计算压气机转子在发动机的过渡态的快速降温点工况下的应力和变形，得到压气机转子止口的间隙a0；将所述间隙a0作为压气机转子止口的过盈量，通过该有限元模型，再次计算压气机转子在发动机过渡态的快速降温点工况下的应力和变形，获取该压气机转子止口接触面上的所述挤压应力。
[0008]根据本申请一种实施例，通过调整止口过盈量，并进行迭代计算，获取所述挤压应力＞0时对应的止口过盈量，包括：若所述挤压应力=0，则增加所述间隙a0的值，再次计算压气机转子在发动机过渡态的快速降温点工况下的应力和变形，获取该压气机转子止口接触面上的所述挤压应力，通过迭代计算，直至所述挤压应力＞0。
[0009]根据本申请一种实施例，所述的压气机转子止口挤压应力最大的发动机工作状态为发动机的过渡态的快速升温点工况。
[0010]根据本申请一种实施例，在该压气机转子止口挤压应力最大的发动机工作状态下，获取该压气机转子止口接触面上的挤压应力和止口根部截面的剪切应力，包括：将压气机转子止口的过盈量设置为b0，通过该有限元模型，计算压气机转子在发动机的过渡态的快速升温点工况下的应力和变形，获取压气机转子止口接触面上的所述挤压应力和止口根部截面的剪切应力，其中，b0＞a0。
[0011]根据本申请一种实施例，通过所述挤压应力和止口根部截面的剪切应力，分别计算得到屈服强度储备和剪切屈服强度储备，包括：通过公式（1）计算所述屈服强度储备：（1）其中，为屈服强度储备，为挤压应力，为材料屈服强度；通过公式（2）计算所述剪切屈服强度储备：（2）其中，为剪切屈服强度储备，为止口根部截面的剪切应力，为材料屈服强度。
[0012]根据本申请一种实施例，通过调整止口过盈量，并进行迭代计算，获取所述屈服强度储备≥1和剪切屈服强度储备≥1时对应的止口过盈量，包括：若所述屈服强度储备＜1，或所述剪切屈服强度储备＜1，则减小过盈量b0的值，再次计算压气机转子在发动机过渡态的快速升温点工况下的应力和变形，获取压气机转子止口接触面上的所述挤压应力和止口根部截面的剪切应力，通过迭代计算，直
至所述屈服强度储备≥1和剪切屈服强度储备≥1。
[0013]与现有技术相比，本说明书实施例采用的上述至少一个技术方案能够达到的有益效果至少包括：本专利技术实施例提供的航空发动机压气机转子止口的配合紧度设计计算方法及判断准则为止口紧度设计提供了量化标准，避免了仅依靠工程经验进行摸索带来的设计风险，有效提高了设计效率。
附图说明
[0014]为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
[0015]图1是本专利技术实施例的压气机转子止口紧度设计流程示意图；图2是本专利技术实施例的航空发动机过渡态历程示意图。
具体实施方式
[0016]下面结合附图对本申请实施例进行详细描述。
[0017]以下通过特定的具体实例说明本申请的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本申请的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。本申请还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本申请的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0018]航空发动机压气机转子止口的配合紧度设计应满足以下两个条件：（1）最小装配紧度应保证压气机转子止口在发动机任何工作状态下都不产生分离或间隙，破坏止口的定心；（2）最大装配紧度应保证压气机转子止口在发动机任何工作状态下都不产生配合面损伤或塑性变形。
[0019]为使配合紧度的设计值满足以上两个条件，如图1所示，本专利技术实施例提供了一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，包括以下步骤：S101.获取压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态；分析发动机所有稳态和过渡态工况，初步判断止口挤压应力最小的工况。压气机止口挤压应力主要受发动机工作时的离心力和温度影响，在转速一定的条件下，当止口的上接触面温度高、下接触面温度低时，上接触面热变形大而下接触面热变形小时可能导致止口出现间隙，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，其特征在于，包括：获取压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态；在该压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态下，获取该压气机转子止口接触面上的挤压应力；通过调整止口过盈量，并进行迭代计算，获取所述挤压应力＞0时对应的止口过盈量，该止口过盈量为最小装配紧度；获取压气机转子止口挤压应力最大的发动机工作状态；在该压气机转子止口挤压应力最大的发动机工作状态下，获取该压气机转子止口接触面上的挤压应力和止口根部截面的剪切应力；通过所述挤压应力和止口根部截面的剪切应力，分别计算得到屈服强度储备和剪切屈服强度储备，通过调整止口过盈量，并进行迭代计算，获取所述屈服强度储备≥1和剪切屈服强度储备≥1时对应的止口过盈量，该止口过盈量为最大装配紧度。2.根据权利要求1所述的航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，其特征在于，所述的压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态为发动机的过渡态的快速降温点工况。3.根据权利要求2所述的航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，其特征在于，在该压气机转子止口挤压应力最小的发动机工作状态下，获取该压气机转子止口接触面上的挤压应力，包括：建立二维转子有限元模型，将压气机转子止口设置为初始的0过盈量，通过该有限元模型，计算压气机转子在发动机的过渡态的快速降温点工况下的应力和变形，得到压气机转子止口的间隙a0；将所述间隙a0作为压气机转子止口的过盈量，通过该有限元模型，再次计算压气机转子在发动机过渡态的快速降温点工况下的应力和变形，获取该压气机转子止口接触面上的所述挤压应力。4.根据权利要求3所述的航空发动机压气机转子止口紧度设计方法，其特征在于，通过调整止口过盈量，并进行迭代计算，获取所述挤压应力＞0时对应的止口过盈量，包括：若所述挤压应力=0，则增加所述间隙a0的...

【专利技术属性】
技术研发人员：程荣辉，张蜃之，庞燕龙，范兴超，张少平，高伟思，杜文军，
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：