一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法与流程

1.本发明涉及航空发动机高压涡轮导向器设计技术领域，尤其涉及一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法。


背景技术：

2.涡轮部件是航空发动机关键部件之一，对整机性能和可靠性有重要影响。而高压涡轮导向器位于燃烧室和高压涡轮转子中间，是涡轮部件的重要部分，主要功能是对燃烧室出口的气流进行整流、膨胀加速和改变燃气流动方向，为涡轮转子创造合理的进口气流条件，让高压涡轮叶片既实现最大限度的作功，又要保证涡轮部件安全、可靠、高效工作。
3.航空发动机高压涡轮导向器导叶周向布局通常采用对称分布，对动叶不可避免的产生导叶叶片数倍频的尾流激励。高压涡轮动叶设计时，在保证高气动性能的同时，还需保证具备较高的强度储备、寿命，那就需避开导叶造成的共振激励，当受到结构限制，无法避开共振激励时，大致可采取两种措施：一是采用增加阻尼的方法，降低或限制动叶在共振激励下的振幅，进而降低振动应力；二是重新匹配设计导叶，使得尾流激励避开动叶低阶振动频率，进而降低动叶振动应力。
4.针对第二种重新匹配设计导叶的情况中，某高压涡轮动叶存在尾流激励下低阶共振频率，如何在不改变导叶叶型、数量、子午流道尺寸、出口气流角和流通能力的情况下，设计高压导向叶片周向间隔角，改变燃气在高导后产生的气动力激励频率和幅值分布，避开高压涡轮动叶的共振点，是重新匹配设计导叶过程中需要解决的技术问题。


技术实现要素：

5.本发明的主要目的是提出一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法，旨在解决上述技术问题。
6.为实现上述目的，本发明提出一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法，将高压涡轮导向器内的导叶在周向分为多个扇区；单个扇区内相邻导叶间的单通道周向导叶间隔角相等；相邻两个扇区内的导叶数量不同，且相邻两个扇区内的导叶间的单通道周向导叶间隔角不同，形成非对称式导叶布置结构。
7.优选的，单通道周向导叶间隔角的最大值和最小值根据共振频率
±
10％的裕度进行设计，其中一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为最大值；一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为最小值。
8.优选的，根据共振频率
±
5％裕度处设计导叶过渡间隔角，其中一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为过渡间隔角。
9.优选的，单通道周向导叶间隔角为过渡间隔角对应的扇区内的通道数量为m；单通道周向导叶间隔角为最大值对应的扇区内的通道数量为n；单通道周向导叶间隔角为最小值对应的扇区内的通道数量为q；其中m、n、q满足：m＞n＞q。
10.优选的，高压涡轮导向器全环在周向上分为六个扇区，依次为第一扇区、第二扇
区、第三扇区、第四扇区、第五扇区以及第六扇区；
11.第一扇区、第三扇区、和第五扇区中对应的单通道周向导叶间隔角为最小值；
12.第六扇区中对应的单通道周向导叶间隔角为最大值；
13.过渡间隔角的取值为两个，分别对应的扇区分别为第二扇区、第四扇区。
14.优选的，高压涡轮导向器内的导叶数量为29片，分为所述六个扇区；其中，第一扇区为2个通道，第一扇区中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/33.4；第二扇区为9个通道，第二扇区中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/27.7；第三扇区为2个通道，第三扇区中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/33.4；第四扇区为9个通道，第四扇区中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/30.7；第五扇区为2个通道，第五扇区中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/33.4；第六扇区为5个通道，第六扇区中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/24.7。
15.由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果如下：
16.本发明将高压涡轮导向器内的导叶在周向分为多个扇区，且通过设计每个扇区中导叶的数量、以及导叶间的单通道周向导叶间隔角，形成非对称式导叶布置结构，可有效降低激励幅值，避开共振频率，且不产生新的高能激励，经气动仿真及振动仿真，实现导叶尾流激励幅值降低约75％，降低动叶在该频率激励下的振动幅值约82％，付出的性能代价为：高压涡轮效率降低约0.4％，对低压涡轮基本无影响。
附图说明
17.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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发明的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。
18.图1为高压导向叶片周向对称分布示意图；
19.图2为本发明中高压导向叶片周向非对称分布示意图；
20.图3为高压导向叶片周向对称分布时导叶尾流激励下动叶振动频谱图；
21.图4为本发明中高压导向叶片周向非对称分布时导叶尾流激励下动叶振动频谱图。
具体实施方式
22.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
23.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后
……
)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
24.另外，在本发明中涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。另外，各个实施例之间的
技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。
25.图1所示为高压导向叶片周向对称分布示意图，其为某航空发动机高压涡轮导向器的导向叶片分布，叶片数量29，周向布局为对称分布。针对该某航空发动机高压涡轮叶片受导叶尾流激振发生四阶共振问题，本发明提出一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法。改变导叶尾流对动叶的激励频率和幅值，避开动叶共振点，进而降低动叶振动应力水平，提升叶片的工作安全性和可靠性。
26.具体地，结合图2所示为发明中高压导向叶片周向非对称分布示意图。为达到改变高导后尾流对动叶的激励频率和幅值，降低高涡动叶振动应力水平的目的，在不改变导叶叶型、数量、子午流道尺寸、出口气流角和高导流通能力不变的情况下，提出一种适用于高压涡轮转子叶片减振的非对称导叶设计方法，将导叶周向分布由原型的对称分布，即每个通道周向间隔角的设计值相同，为(360/29)
°
，改变为将高压涡轮导向器内的导叶在周向分为多个扇区；单个扇区内相邻导叶间的单通道周向导叶间隔角相等；相邻两个扇区内的导叶数量不同，且相邻两个扇区内的导叶间的单通道周向导叶间隔角不同，形成非对称式导叶布置结构。
27.在本实施例中，单通道周向导叶间隔角的最大值和最小值根据共振频率
±
10％的裕度进行设计，以保证动叶避开共振激励频率。其中一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为最大值；一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为最小值。
28.在本实施例中，根据共振频率
±
5％裕度处设计导叶过渡间隔角，其中一个或多个扇区内的单通道周向导叶间隔角为过渡间隔角。
29.对过渡间隔角所对应的扇区赋予较高的导叶数量权重，形成较多的通道数，以保证导叶出口较高的流场品质，保证涡轮性能。
30.对单通道周向导叶间隔角为最小值所对应的扇区赋予较小的导叶数量权重，形成较少的通道数。
31.在本实施例中，单通道周向导叶间隔角为过渡间隔角对应的扇区内的通道数量为m；单通道周向导叶间隔角为最大值对应的扇区内的通道数量为n；单通道周向导叶间隔角为最小值对应的扇区内的通道数量为q；其中m、n、q满足：m＞n＞q。
32.具体地，高压涡轮导向器全环在周向上分为六个扇区，依次为第一扇区1、第二扇区2、第三扇区3、第四扇区4、第五扇区5以及第六扇区6；第一扇区1、第三扇区3、和第五扇区5中对应的单通道周向导叶间隔角为最小值；第六扇区6中对应的单通道周向导叶间隔角为最大值；过渡间隔角的取值为两个(一个是在设计值和最大值之间，另一个是在设计值和最小值之间)，分别对应的扇区分别为第二扇区2、第四扇区4。
33.进一步地，高压涡轮导向器内的导叶数量为29片，分为所述六个扇区；具体为：第一扇区1为2个通道，第一扇区1中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/33.4；第二扇区2为9个通道，第二扇区2中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/27.7；第三扇区3为2个通道，第三扇区3中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/33.4；第四扇区4为9个通道，第四扇区4中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/30.7；第五扇区5为2个通道，第五扇区5中单通道周向导叶间隔角占全环比例为1/33.4；第六扇区6为5个通道，第六扇区6中单通道周
向导叶间隔角占全环比例为1/24.7。
34.根据以上限定参数，然后进行三维流场计算，结果表明可将k＝29倍频的幅值由16.3kpa降到4.1kpa，降幅为75％，k＝27、28、30、31、32倍频的激励幅值不超过10.6kpa。其中k为基频的倍数。
35.由图3和图4可知，采用非对称导叶设计，有效的降低k＝29附近频率激励下动叶振动幅值约82％，且不增加额外振动。
36.以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所做的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。