涡轮导向器及其设计方法.pdf

本发明公开了一种涡轮导向器，包括内环、导向叶片和端面，其特点是还包括弹性支撑，所述导向叶片的一端通过螺栓与内环连接，另一端通过卡槽与弹性支撑连接，弹性支撑与端面通过螺钉固定连接。上述涡轮导向器的设计方法，首先建立带有弹性支撑的等效简化模型；选用弹性支撑母线径向等分点的轴向坐标作为设计变量，采用样条控制弹性支撑的几何构形；将导向器结构的单元最大应力设为目标函数，设定设计变量的变化范围，建立弹性支撑几何构形的优化数学模型；在通用优化设计平台Boss-Quattro中，采用GCMMA优化算法进行求解。由于将导向叶片通过弹性支撑固定在端面上，协调涡轮导向器结构中热应力与机械应力的矛盾，降低了涡轮导向器结构的应力水平。

1、  一种涡轮导向器，包括内环、导向叶片和端面，其特征在于：还包括弹性支撑，所述导向叶片的一端通过螺栓与内环连接，另一端通过卡槽与弹性支撑连接，弹性支撑与端面通过螺钉固定连接。

2、  根据权利要求1所述的涡轮导向器，其特征在于：所述弹性支撑是倒U型结构。

3、  根据权利要求1所述的涡轮导向器，其特征在于：所述弹性支撑是S型结构。

4、  一种权利要求1所述的涡轮导向器的设计方法，其特征在于包括下述步骤：
(a)建立带有弹性支撑的涡轮导向器等效简化模型；
(b)沿径向M+1等分弹性支撑母线，选用两端点与M个等分点作为控制顶点，选用M个等分点形成的控制顶点的第一轴向坐标Var1，第二轴向坐标Var2，……，第M轴向坐标VarM作为设计变量，采用三次样条函数对控制顶点进行拟合，获得弹性支撑的几何母线，控制弹性支撑的几何构形为倒U型结构或S型结构；
(c)将涡轮导向器结构的单元最大等效应力设为目标函数，建立弹性支撑几何构形的优化数学模型find:Var=[Var1,Var2,...,VarM]min:F(Var)=σmax=max{σ1,σ2,...,σENUM}s.t.Varj‾≤Varj≤Varj‾(j=1,2,...,M)]]>
式中，Var是设计变量向量；M是设计变量的个数；ENUM是截锥环的单元总数；σ_i是第i个单元的等效应力值；Varj和Varj分别是第j个设计变量的上、下限；
(d)在通用优化设计平台Boss-Quattro中，采用GCMMA进行优化求解。

涡轮导向器及其设计方法
技术领域
本发明涉及一种导向器，特别是涡轮导向器。还涉及这种涡轮导向器的设计方法。
背景技术
涡轮导向器处于恶劣的工作环境下，既要承受高温燃气流和各零件受热不均引起的较大的热应力，又要承受燃气通过导向叶片时产生的气动力以及由气流脉动所引起的振动载荷。
参照附图3。文献“航空发动机设计手册：涡轮(第10册)[Z].黄庆南，刘泽秋，朱铭福等.北京：航空工业出版社，2000.”公开了一种涡轮导向器，其导向叶片采用螺钉端面固定的结构形式。
文献中公开的飞机发动机涡轮导向器是由内环1，导向叶片2组成的环型结构。内环1与导向叶片2的一端通过螺栓连接，导向叶片2的另一端通过螺钉固定在端面3上。
现有涡轮导向器导向叶片固定结构形式的缺点是，限制了涡轮导向器的热变形，结构中会产生较大的应力集中。
发明内容
为了克服现有技术导向叶片固定结构形式应力集中的不足，本发明提供一种涡轮导向器，将导向叶片通过弹性支撑固定在端面上，可以协调涡轮导向器结构中热应力与机械应力的矛盾，降低涡轮导向器结构的应力水平。
本发明还提供这种涡轮导向叶片的设计方法。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种涡轮导向器，包括内环、导向叶片和端面，其特点是所述导向叶片的一端通过螺栓与内环连接，另一端通过卡槽与弹性支撑连接，弹性支撑与端面通过螺钉固定连接。
一种上述涡轮导向器的设计方法，其特点是包括下述步骤：
(a)建立带有弹性支撑的涡轮导向器等效简化模型；
(b)沿径向M+1等分弹性支撑母线，选用两端点与M个等分点作为控制顶点，选用M个等分点形成的控制顶点的第一轴向坐标Var1，第二轴向坐标Var2，……，第M轴向坐标VarM作为设计变量，采用三次样条函数对控制顶点进行拟合，获得弹性支撑的几何母线，控制弹性支撑的几何构形为倒U型结构或S型结构；
(c)将涡轮导向器结构的单元最大等效应力设为目标函数，建立弹性支撑几何构形的优化数学模型find:Var=[Var1,Var2,...,VarM]min:F(Var)=σmax=max{σ1,σ2,...,σENUM}s.t.Varj‾≤Varj≤Varj‾(j=1,2,...,M)]]>
式中，Var是设计变量向量；M是设计变量的个数；ENUM是截锥环的单元总数；σ_i是第i个单元的等效应力值；Varj和Varj分别是第j个设计变量的上、下限；
(d)在通用优化设计平台Boss-Quattro中，采用GCMMA进行优化求解。
本发明的有益效果是：由于采用刚度较小而柔度较好的S型结构或倒U型结构作为弹性支撑连接涡轮导向叶片与涡轮机匣，增加了结构的柔度，既能保证机械载荷在固定端的有效分配，又有利于结构热膨胀，降低了结构应力集中，达到了“刚柔相济”的效果。涡轮导向叶片上的机械载荷直接取决于发动机推力，计算结果表明弹性支撑的适用范围和结构形式与发动机推力相关，揭示了涡轮导向器结构的变形协调设计内在机理，对实际的导向器结构设计具有重要的指导作用和应用价值。
一种涡轮导向器，导向叶片的温度为900K，其它部分温度为700K，导向叶片上承受的弯矩为20kN·m，扭矩为4kN·m。保持导向器各部分温度分布不变，机械载荷在弯矩为20kN·m，扭矩为4kN·m的基础上从1倍增加到40倍的过程中，采用本发明后导向器模型的最大等效应力始终比采用背景技术的结构的最大等效应力至少降低了10％，降幅甚至能够达到80％以上。机械载荷的倍数在[1，10]中变化时，弹性支撑的最优结构形式为S型；机械载荷的倍数在[20，40]中变化时，弹性支撑的最优结构形式为倒U型；机械载荷的倍数在(10，20)范围变化时，弹性支撑的最优结构形式较复杂，但采用S型和倒U型弹性支撑均能使结构的最大等效应力较小。
导向叶片上的弯矩为20kN·m，扭矩为4kN·m时，即机械载荷为原有载荷时，采用背景技术的涡轮导向器模型的最大等效应力为1610.5MPa，采用本发明S型弹性支撑后，结构最大等效应力降为1070.5MPa；机械载荷增加到原有载荷的10倍时，采用S型弹性支撑使导向器模型的最大等效应力由背景技术中的1908.1MPa降低到1035.1MPa；机械载荷增加到原有载荷的15倍时，采用S型弹性支撑使导向器模型的最大等效应力由背景技术中的2195.8MPa降低到1417.6MPa，采用倒U型弹性支撑使导向器模型的最大等效应力降低到1422.3MPa；机械载荷增加到原有载荷的20倍时，采用倒U型弹性支撑使导向器模型的最大等效应力由背景技术中的2511.6MPa降低到1810.0MPa；机械载荷增加到原有载荷的30倍时，采用倒U型弹性支撑使导向器模型的最大等效应力由背景技术中的3169.6MPa降低到2601.5MPa；机械载荷增加到原有载荷的40倍时，采用加入优化形状的弹性支撑使结内环最大应力由3847.7MPa降低到3402.0MPa；
下面结合附图和实施例对本发明作详细说明。
附图说明
图1是涡轮导向器涡轮导向叶片倒U型弹性支撑的结构示意图。
图2是涡轮导向器涡轮导向叶片S型弹性支撑的结构示意图。
图3是现有技术涡轮导向器结构示意图。
图中，1-内环，2-导向叶片，3-端面，4-弹性支撑。
具体实施方式
以下实施例参照图1、图2。
实施例1：采用S型弹性支撑的涡轮导向叶片固定结构形式。
飞机发动机涡轮导向器是由内环1，导向叶片2和S型弹性支撑4组成的环形结构。导向叶片2的一端通过螺栓与内环1连接，导向叶片2的另一端通过卡槽与S型弹性支撑4连接，S弹性支撑4与端面3通过螺钉固定连接。
实施例2：采用倒U型弹性支撑的涡轮导向叶片固定结构形式。
飞机发动机涡轮导向器是由内环1，导向叶片2和倒U型弹性支撑4组成的环形结构。导向叶片2的一端通过螺栓与内环1连接，导向叶片2的另一端通过卡槽与倒U型弹性支撑4连接，倒U弹性支撑4与端面3通过螺钉固定连接。
实施例3：涡轮导向叶片的固定结构形式设计。
一种涡轮导向器，内环高度为100mm，导向叶片的温度为900K，其它部分温度为700K，导向叶片上承受的弯矩为20kN·m，扭矩为4kN·m。采用下述步骤进行弹性支撑结构形式的优化设计：
1)建立等效简化模型。
将涡轮导向器等效简化为循环对称截锥环结构。在通用结构分析软件ANSYS中选用Shell63单元建立带有弹性支撑的涡轮导向器的等效简化模型。
2)设定设计变量。
涡轮导向器结构为回旋体，只需确定母线形状即可确定其整体构形。在该实施例的优化设计中，沿径向五等分弹性支撑母线，选用两端点与四个等分点作为控制顶点，选用四个等分点形成的控制顶点的轴向坐标Var1、Var2、Var3、Var4作为设计变量，且这四个设计变量分别被称为第一、第二、第三、第四轴向坐标。采用三次样条函数对控制顶点进行拟合，获得弹性支撑的几何母线。母线的初始形状选为直线。
3)建立优化数学模型。
选用截锥环上各单元的最大等效应力σ_max作为目标函数，建立优化数学模型。
最终得到的优化数学模型如下：
find:Var=[Var1,Var2,...,VarM]min:F(Var)=σmax=max{σ1,σ2,...,σENUM}s.t.Varj‾≤Varj≤Varj‾(j=1,2,...,M)---(1)]]>
其中，Var为设计变量向量，M为设计变量的个数，本例中M＝4；ENUM为截锥环的单元总数，σ_i为第i个单元的等效应力值；Varj和Varj分别为第j个设计变量的上下限，本例中四个设计变量均取上限为125，下限为75，单位为mm。
4)优化求解。
对上述优化模型，在通用优化设计平台Boss-Quattro中，采用GCMMA优化算法进行优化求解。
优化后，弹性支撑上设计变量的取值如表1所示。弹性支撑的优化结构形式为S型，此时结构的最大等效应力为1070.5MPa。
实施例4：涡轮导向叶片的固定结构形式设计。
采用实施例3中的涡轮导向器。导向器上各部分的温度分布不变，机械载荷为实施例3中机械载荷的10倍。采用和实施例3相同的步骤进行弹性支撑结构形式的设计，优化后，弹性支撑上设计变量的取值如表1所示。弹性支撑的优化结构形式为S型，此时结构的最大等效应力为1035.14MPa。
实施例5：涡轮导向叶片的固定结构形式设计。
采用实施例3中的涡轮导向器。导向器上各部分的温度分布不变，机械载荷为实施例3中机械载荷的15倍。采用和实施例3相同的步骤进行弹性支撑结构形式的设计，优化后，弹性支撑上设计变量的取值如表1所示。弹性支撑的优化结构形式为双S型，此时结构的最大等效应力为1401.7MPa。
取前两个设计变量的上限，后两个设计变量的下限得到典型的S型弹性支撑，此时导向器模型的最大等效应力为1417.6MPa。取这四个设计变量的下限，得到典型的倒U型弹性支撑，此时导向器模型的最大等效应力为1422.3MPa。
实施例6：涡轮导向叶片的固定结构形式设计。
采用实施例3中的涡轮导向器。导向器上各部分的温度分布不变，机械载荷为实施例3中机械载荷的20倍。采用和实施例3相同的步骤进行弹性支撑结构形式的设计，优化后，弹性支撑上设计变量的取值如表1所示。弹性支撑的优化结构形式为倒U型，此时结构的最大等效应力为1810.0MPa。
实施例7：涡轮导向叶片的固定结构形式设计。
采用实施例3中的涡轮导向器。导向器上各部分的温度分布不变，机械载荷为实施例3中机械载荷的30倍。采用和实施例3相同的步骤进行弹性支撑结构形式的设计，优化后，弹性支撑上设计变量的取值如表1所示。弹性支撑的优化结构形式为倒U型，此时结构的最大等效应力为2601.5MPa。
实施例8：涡轮导向叶片的固定结构形式设计。
采用实施例3中的涡轮导向器。导向器上各部分的温度分布不变，机械载荷为实施例3中机械载荷的40倍。采用和实施例3相同的步骤进行弹性支撑结构形式的设计，优化后，弹性支撑上设计变量的取值如表1所示。弹性支撑的优化结构形式为倒U型，此时结构的最大等效应力为3402.0MPa。
表1实施例3-8中，设计变量优化取值(mm)