航天发动机涡轮有限元结构和疲劳分析

现代设计与先进制造技术 葛挺陆云凤王文渊航天发动机涡轮有限元结构和……２５

航天发动机涡轮有限元结构和疲劳分析

葛挺，陆云风，王文渊

（中国矿业大学机电工程学院，江苏徐州２２１１１６）

摘要：运用Ｎａｓｔｒｓａｒｌ对航天发动机涡轮进行有限元计算分析，得出应力屈服最先发生在涡轮与叶片交汇处、过渡曲线区域是疲劳损伤危险区域的结论，并给出１５个疲劳损伤最危单元点，为提高发动机涡轮寿命提供了新的研究方法和参考依据。

关键词：涡轮；结构；疲劳；Ｎａｓｔｒｓａｎ

中图分类号：ｎ埘１４

１

文献标识码：Ａ文章编号：１６７２一１６１６（２０１１）１５一帅２５一０３

问题探究

涡轮是航天发动机的重要部件之一…。如何

改善其结构强度和疲劳寿命对于提高发动机的可

靠度、耐用度具有极其重大的意义。现有资料的研

究方法存在以下问题：（１）航天发动机涡轮结构强度、疲劳分析普遍采用理论建模、数学计算的方法，计算过程复杂，计算量巨大，难以实现；（２）分析结果复杂抽象，数据说服力不强；（３）致力于研究发动机涡轮的某一零部件（如叶片等），整体进行工况模拟研究的资料极少。本文利用航太等级标准的

ＮａＳｔｒｓａｎ对航天发动机涡轮装配体进行整体有限元【２Ｊ计算，得出与传统方法结果相符且更为直观

的结构和疲劳高危区，并给出理论计算无法提供的

１５个最危单元节点，为迸一步提高涡轮发动机的

图ｌ涡轮网格划分脚

寿命提供新的研究方法和理论依据。

２

的交变应力载荷。其中叶片背部承受的高压幅值、高速旋转产生的强离心力、高温蒸汽引起的热变形和热应力、周期脉动引起的变振应力、气弯矩等为结构强度和疲劳寿命主要影响因素。为获得较准确的分析结果，对上述工况建立如下简化模型：

高压幅值

ＮａｓｔｒＳａｎ有限元计算

在ＵＧ中建立涡轮实体模型－３Ｊ．并运用无缝连

２．１网格划分

接的Ｎａｓｔｒｓａｎ进行计算前处理。有限元单元采用ｃ１ＥＴＲＡ（４），大小取为２ｍｍ。考虑到叶片是涡轮发动机工况下最易失效的零部件之一，从后续耐久性计算出发，叶片处网格进行细化控制为０．１Ｉｎｍ，

共划分ｌ１所示。

０９７

Ｐ＋膨＋吉∥２＝ｃ

强离心力

Ｆ高＝ｍ，１Ⅳ２

（１）

（２）

９３０个单元、１

９０１

４４０个节点。如图

转子转速

２．２受力模型和初始条件

２．２．１涡轮工况模型

。：地

丌

（３）

温度负荷梯度分布【４］

发动机高速旋转过程中，涡轮各部件承受复杂

丁＝而甭可器ｊ盯面

（４）

收稿日期：２０１ｌ一０６

１３

作者简介：葛挺（１９９０一）．男．江苏泰兴人．中国矿业大学本科生。主要研究方向为机械工程。

万方数据

２６

２叭１年８月中国制造业信息化笙！！堂笙！！塑一

ｍＨ

ｍ

式中：Ｐ为高压幅值；ｐ为流体密度；”为流度；：为偏心高度；”为转子转速；ｗ为角速度；ｍ为涡轮质量；ｒ为等效曲率半径；Ｔ为温度负荷梯度分布。

２．２．２材料参数和工况初始条件

额定功率下发动机角速度取为６５０ｒａｄ／ｓ，工况

温度设为５００℃，质量取为５２ｋｇ。通过建立的涡轮工况受力模型可知，额定工况下转子转速为

６

２０８ｒ／蕊ｎ，叶片背部所受高压幅值为１７．３９ＭＰａ。

忽略疲劳塑性系数、疲劳塑性指数的影响。载荷变

量三要素——周期函数、循环次数、缩放因子取为

工况主要参数，周期函数为全周期函数，名义应力值经历１５０００次循环，在２．５倍缩放因子下名义应力值再次循环７５００００次，最后在１．７５倍缩放因子下名义应力值循环ｌ

８００

州㈣∞～一㈣㈨一妒

盆

０００次。定义涡轮材

料参数为ＴｉｔａｎｉｕｍＴ．－６Ａｌ一４Ｖ，密度为４４３０ｋｇ／

ｍ３．杨氏模量Ｅ为１２１０ＧＰａ，泊松比为Ｏ．３４，按

上述工况模型在Ｎ”ｔｒｓａｎ中进行加载，并限制转轴处ｘ，ｙ，ｚ方向移动自由度，得到前处理加载文件，如图２所示。

鬻《篙曩鬟；鬻¨∞Ⅲ¨Ⅻ∞

叵

一翌

图２前处理加栽图

３计算结果分析

按上述条件进行求解．切换视图为柱坐标系，得到涡轮应力分布云图、多载荷变量疲劳安全因子云图、多载荷变量疲劳寿命云图如图３、图４、图５

所示。

在涡轮应力分布云图中最大应力值为

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＝三三二兰三一【∞∞％Ⅻ耋薹

图５疲劳寿命云图

这是由于推重比的加大，叶片的载荷峰值大为增加，工况条件下的高压幅值使涡轮高速旋转，同步

产生的强离心力、热应力、变振应力、气弯矩主要作

用在涡轮叶片上，所得结果与实际情况相符。叶片与涡轮主体交汇处呈现条纹亮度过渡带，采用峰值探测模式得出在交汇处具有应力最大值７４５．１ＭＰａ，材料屈服破坏最先出现在此处。在多载荷变

量疲劳安全因子ｚｊ图、多载荷变量疲劳寿命云图

７４５．１ＭＰａ，小于材料屈服极限９０５ＭＰａ，材料处于塑性变形状态。涡轮叶片处有浅色亮斑带密集分布，局部区域出现高亮斑点，存在应力集中现象。万方数据

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中，Ｒ弭幅值集中在叶片与涡轮主体交汇的单元，靠近涡轮叶片和涡轮主体过渡边线处的疲劳寿命出现最小值，运用峰值标识功能，得出１５个应力集中、疲劳寿命最短的单元节点见表１，涡轮由于循环加载而逐渐疲劳易累积在过渡边线结构上，尤其在表１所示的１５个节点附近出现短点效应。随着疲劳不断积累最终引起结构断裂破坏。

裹Ｉ量危单元节点

４结论

运用Ｎａｓｔｒｓａｎ对航天发动机涡轮进行有限元

运算，可得到以下结论：

ａ．在涡轮主体与叶片交汇处应力位于峰值带，局部区域在工况下可能出现应力集中现象，设计中，在合理叶形的基础上应注意加强交汇处的强度和表面质量。

ｂ．随着疲劳不断积累，过渡边线，尤其在Ｎａｓ．ｔｒｓＭ所提供的１５个最危节点处。最先产生微小裂纹，最终引起结构破坏。可作为提高涡轮疲劳寿命

可靠的改进点。

ｃ．Ｎａｓｔｆｓａｌ 所得的分析结果与实际相符且更为直观精确，将Ｎａｓｔｒｓａｎ有限元计算运用到涡轮的结构和疲劳计算中为设计经济、高效、耐用度高的航天涡轮发动机提供了一种有效的新方法。

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