小型航空涡轮增压器叶片强度振动研究_图文

1、收稿日期:2009-06-08;修改日期:2009-06-12基金项目:北航创新基金“小型航空涡轮增压器转子系统研究”项目作者简介:林海英(1971-,男,吉林省吉林人,硕士,目前从事小型航空发动机研制工作。E 2mail:haiyingbuaa .edu .cn文章编号:100621355(20090620044206小型航空涡轮增压器叶片强度振动研究林海英,陈萌(北京航空航天大学,北京100191摘要:在进行的某型航空活塞发动机废气涡轮增压器气动和结构改进设计的基础上,针对涡轮增压器叶片强度振动问题进行分析。计算结果表明,在工作转速范围内,叶片不会出现强度和振动问题,满足工程使用要求。关键

2、词:振动与波;涡轮增压器;叶片;强度;振动Ana lysis of Stress and V ibra ti on of Bl ade for Aero TurbochargerL IN Ha i 2ying,CHEN M eng(Beihang University,Beijing 100191,China Abstract:On the base of structure re modeling and aer odyna m ic design of m icr o turbocharger f oraer o p ist on engine,this paper described t

3、he stress and vibrati on analysis of blades f or turbocharger .The results shows that in the r otati on range of the r ot or,the blade of comp ress or and turbine will work safely .Key words:vibrati on and wave;turbocharger;blade;stress;vibrati on 使用航空活塞发动机作为动力装置的飞行器在高空飞行时,由于高度的升高,大气压力和空气密度逐渐下降,其结果是

4、进入发动机的空气量减少,发动机的最大功率有所下降。因此该类飞行器一般飞行高度不超过5000m 。为了满足飞行器高空、长航时和飞行可靠性要求,提高发动机的工作高度,并确保高空仍能保持所需的输出功率,需要对活塞发动机进行涡轮增压1-3。国外部分小型活塞式航空发动机采用了废气涡轮增压技术,如奥地利ROT AX914发动机采用一级涡轮增压;T MS 为NAS A 发展了三套不同的系统以用于捕食者无人机的发动机ROT AX912,包括:单级涡轮增压器,使得RQ -1B 飞行高度从22000英尺上升到33000英尺;两级涡轮增压器使得飞行高度到达52000英尺,三级涡轮增压器使得飞行高度超过80000英尺

5、1。国内多采用废气涡轮增压器提高地面车辆发动机功率、改善经济性、减小机器单位马力体积和重量。针对航空用的涡轮增压器研究甚少。涡轮增压器主要由压气机和涡轮机两大部分组成。涡轮机利用废气的部分能量转变为机械功;压气机利用涡轮机输出的机械功,把空气的压力提高。然后把增压空气输送至活塞发动机的气缸内,以达到增压的目的。由于航空用增压器涡轮部件尺寸小、流量小,转速高,会带来一些特有的问题,最为显著是高转速下叶片强度振动和高速转子动力学问题。现有的涡轮增压器,一般都采用离心式压气机,故可根据采用涡轮机型式的不同,把涡轮增压器分为两大类:轴流式涡轮增压器和径流式涡轮增压器。本文的涡轮增压器就是一种径流式涡轮

6、增压器。涡轮增压器结构简图见图1,它由涡轮进气壳、转子、中间壳、压气机蜗壳、扩压器和压气机进气壳等组成。其转子系统由一级离心压气机和一级径流式涡轮组成,压气机部分包括7个大叶片和7个小叶片,涡轮部分包括11个叶片,转子示意图见图2。工作中径流式涡轮径向进气,轴向出气。本文的涡轮增压器原型机工作转速120,000 r/m in,增压比为2.4;方案改型后工作转速120,000r/m in,增压比为3.8;离心压气机进口外径约为42mm ,出口外径约为65mm ,单个大叶片重量约为0.55g,单个小叶片重量约为0.38g,整个叶轮重量约为60g;径流式涡轮进口外径约为60mm ,出口外径约为85m

7、m ,单个叶片重量约为7.2g,整个叶轮重量约为350g。 1压气机强度振动分析本节对压气机大小叶片进行了振动分析和离心力作用下的强度分析。压气机叶片采用铝合金LD7(美2618。材料各参数见表1。表1材料参数表Tab .1Param eters of ma ter i a ls材料弹性模量(GPa 密度(Kg/m 3泊松比bLD7712.80×103410离心压气机共包含大小叶片7对,共14片。压气机实体模型如图3。图3离心压气机实体模型Fig .3Model of centrifugal comp ress or1.1压气机大叶片压气机大叶片共划分4123个六面体实体单元,756

8、4个节点。在叶片根部进行全约束,其有限元模型及约束见图4。利用有限元模型进行离心力作用下的应力分析,结果如图5所示。从图5压气机大叶片应力图中可以看出,叶片绝大部分应力小于300,最大应力为976,位于叶片尾缘叶根处。而且该处应力存在一个突变,出现这种情况的原因应该是:本文的计算是单独使用叶片进行的,约束条件为将叶片叶根全约束,这样不可避免的造成叶根处的应力集中。在实际工作中,整个叶片应该能够满足强度要求。利用有限元模型进行模态分析,20000Hz以下各阶模态结果如表2所示,振型图见图6。表2压气机大叶片模态结果Tab.2Co m pressor M a i n Bl ade M oda l

9、Frequency Result 阶数123频率(Hz56741140618223振型图图6压气机大叶片模态振型图a图6压气机大叶片模态振型图b图6压气机大叶片模态振型图 c1.2压气机小叶片压气机小叶片共划分4710个六面体实体单元,7456个节点。有限元模型及约束见图7。运用模型进行离心力作用下的应力分析,结果如图8。从图8中可以看出,与压气机大叶片相似,小叶片绝大部分应力小于300,最大应力为1022,位于叶片尾缘叶根处,这也应该是单独使用叶片进行应力计算引起的。在实际工作中,整个叶片应该能够满足强度要求。利用有限元模型进行模态分析,20000Hz以下各阶模态结果如表3所示,振型图见图9

10、 。图7压气机小叶片有限元约束图Fig.7Comp ress or Sp litter B lade FE Constraint图8压气机小叶片应力分布图Fig.8Comp ress or Sp litter B lade Stress D istributi on表3压气机小叶片模态结果Tab.3Co m pressor Splitter M oda l Frequency阶数123频率(Hz77081414615888振型图图a图b图c2涡轮叶片强度振动分析本节对涡轮叶片进行了振动分析和离心力作用下的强度分析。涡轮叶片采用GH4169材料,材料各参数见表4 。表4材料参数表Tab.4Par

11、am eters of ma ter i a ls材料弹性模量(GPa密度(Kg/m3泊松比b2.1涡轮动叶涡轮共有叶片11片,涡轮的实体模型见图10,每个叶片划分5565个六面体实体单元,7872个节点。有限元模型及约束见图11。利用有限元模型进行离心力作用下的应力分析,叶片应力分布和变形如图12和图13所示。从图12和图13可以看出,涡轮叶片在离心力作用下最大应力发生在叶片尾缘叶根处,安全裕度约为20%,符合要求。运用叶片模型进行模态分析,表4给出了20000Hz以下的各阶模态结果。图14给出了各阶模态振型。表4涡轮叶片模态结果Tab.4Turb i n e Bl ade M oda l

12、Frequency Result阶数12频率(Hz601514427振型图图1a图1b 小型航空涡轮增压器叶片强度振动研究 2. 2 涡轮导叶 49 涡轮导叶共有 15 片 ,每个叶片划分 9 885 个六 面体实体单元 , 12 080 个节点 。在导叶的上下两个 端面进行全约束 ,有限元模型及约束见图 15。 3 结 语 通过对涡轮叶片 、 涡轮导叶以及压气机大小叶 片在离心力作用下的强度分析和振动模态分析 , 结 果表明 : ( 1 压气机大小叶片叶身上绝大部分应力小 于 300,最大应力出现在叶片尾缘叶根处 ,而且应力 存在一个突变 , 出现这种情况的原因应该是 : 本文 的计算是单独

13、使用叶片进行的 , 约束条件为将叶片 叶根全约束 ,这样不可避免的造成叶根处的应力集 中 。在实际工作中 , 整个叶片应该能够满足强度要 求 ,最后应该使用盘片整体模型进行强度校核 。大 叶片前 三 阶 模 态 频 率 为 5 674 Hz、 406 Hz 和 11 18 223 Hz,小叶片前三阶模态频率为 7 708 Hz、 14 146 Hz和 15 888 Hz, 远高于叶片工作转速 2 670 Hz。工作过程中不会存在振动问题 。 ( 2 在离心力作用 , 涡轮叶片的安全裕度超过 20% ,满足强度要求 ; 同时前两阶模态频率为 6 015 Hz和 14 427 Hz,远高于叶片工作

14、转速 2 670 Hz。工 图 15 涡轮导叶有限元约束图 Fig 15 Turbine Nozzle FE Constraint . 利用有限元模型进行模态分析 , 第一阶振型频 率为 142 013 Hz,其振型图见图 16,考虑到转子的工 作转速为 160, 000 r/m in ( 2 670 Hz ,导叶在工作中 不会存在振动问题 。 作过程中不会存在振动问题 。 ( 3 涡轮导叶第一阶模态频率即为 142 013 Hz,故在工作过程中涡轮导叶不会存在振动问题 。 参考文献 : 1 James L. Bettner, Craig S B landford. Propulsion System . A ssess ment for Very H igh A ltitude UAV under ERAST 2 BRP 2 Rotax GmbH, M aintenance M anual for ROTAX En2 3 蒋德明 . 内燃机的涡轮增压 M . 北京 : 机械工业出版 M . NASA CR 2 195469, 1995. 社 , 1986. 4 朱大鑫 . 涡轮增压与涡轮增压器 M . 北京 : 机械工业 图 16 涡轮导叶第一阶振型图 (142 013 Hz Fig 16 Turbine Nozzle First Modal Shape