高結構效率多功能復合渦輪導向器支承機匣一體化設計
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摘 要：零件數量多少是發動機可靠性的重要指標，而一體化設計是提高發動機可靠性的有效方法，本文詳細介紹了高結構效率多功能復合渦輪導向器支承機匣的一體化設計方法，分析了低壓渦輪導向器、軸承座、供油環、進回油管以及部分封嚴件和連接緊固件集成為一個級間支承機匣的設計思路，通過對上述零件的集成，有效的減少了零件的數量，同時也解決了軸承座漏油的問題，極大的提高了發動機的可靠性。
關鍵詞：零件數量；機匣；一體化
中圖分類號：V235.12 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）11-0105-03
零件數量多少是航空發動機的重要指標之一，發動機設計得越復雜，零件數目越多，就越容易出問題。為了提高發動機的可靠性，同時也為了簡化維修工作，應在發動機設計值，盡量簡化結構，減少零件數目[1]。國內北京航空航天大學洪杰教授[2]對高結構效率的斜流壓氣機結構設計進行了探索性研究。隨著制造工藝技術的進步，渦輪導向器、支承機匣及軸承座通過集成化設計減少零件數量、減少零部件之間的連接和密封件，達到減小體積、減輕重量的目的已經成為航空發動機渦輪級間支承設計的一個主要發展方向。
結構效率是反映給定結構在工作過程中對環境/條件綜合適應能力的定量表征，其本質是定量描述結構幾何特征和結構材料性能參數變化對其結構的承載能力、抗變形能力和動力學環境適應能力的影響[3]。
某型航空發動機工程設計中，渦輪導向器支承機匣采用了低壓渦輪一級導向器與軸承座、供油環、部分密封件和連接件集成化設計的思路和方法，取消部分封嚴件和連接緊固件，使得整個過渡段之間的零件連成一體，大大減少了零件的數量，提高了裝配工藝性，集成后的機匣既有導向器的功能，又有承力、供油、密封、支承的功能，同時有利于提高發動機可靠性。
1 設計要求
某型航空發動機渦輪導向器支承機匣的主要功能是提供連接高壓渦輪出口與低壓渦輪進口的氣流通道，將來燃氣導向并加速以滿足低壓渦輪轉子要求；同時渦輪級間支承結構為高壓渦輪后支點和低壓渦輪前支點提供支承，也實現了為軸承腔提供潤滑、封嚴氣的功能。
對渦輪導向器支承機匣的主要技術要求是過渡段與低壓渦輪一導向器設計為一體化；在高壓渦輪與低壓渦輪流道之間設置一段過渡段，在過渡段內環安裝軸承座同時為高壓渦輪與低壓渦輪提供軸承支點，并形成共用的軸承腔，同時也在過渡段機匣上設置支板用于布置共用軸承腔的滑油系統、測試系統等。
2 渦輪導向器支承機匣設計
結構效率評估是反映結構在給定的工作環境中對質量、強度、剛度和變形等方面要求綜合優化的程度，包括以下兩方面：（1）結構的承載能力，在標準設計載荷作用下尋優的應力分布狀態；（2）結構的抗變形能力：反映通過調整結構的剛度控制結構的變形，在極限載荷作用下尋優最強的剛度特性。
2.1 支承機匣設計
集成前的級間支承零件數多，共有50多個零件，見圖1，裝配性差，用于確保裝配性能所需耗費的時間長。為解決裝配工藝性差的問題，集成后的支承機匣將低壓渦輪一級導向器、軸承座、進回油管、供油環、軸承座前擋板進行了集成設計，見圖2，取消了部分封嚴件和連接緊固件。
（1）零件外部為連接燃燒室和排氣段的筒狀機匣，中間為帶導向葉片的一體化過渡段，為減少熱輻射，在過渡段與軸承座之間設置了隔熱屏，采用波浪形結構設計，通過調整波浪形結構的剛度，可以有效控制過渡段和軸承座之間的局部變形。
?。?）零件外部機匣和內部軸承座溫度較低，而中間過渡段處于燃氣環境中，溫度高，整個零件溫度梯度大，熱應力分布極不均勻，為此在外部機匣與過渡段之間設置一段回彎結構，在過渡段與軸承座之間設置了“Z”字形連接結構，以補償三部分之間的變形，減少熱應力，降低應力集中系數，提高材料使用率，進而降低機匣質量。
?。?）進、回油管采用異型油管的設計，充分利用導向葉片的內部空間。其設計集導向器和承力機匣為一體，既有導向器的功能，又起到承力的作用，集成后的機匣既有導向器的功能，又有承力、供油、密封、支承的功能，不僅能減輕渦輪重量，同時提高了可靠性，大大降低了制造成本。
2.2 大葉片葉型優化及內部管路設計
集成前的低壓渦輪一級導向器大葉片采用沿葉高等截面葉型設計，葉片前緣半徑大，見圖3，這保證了進、回油管可以穿過大葉片進行安裝，同時還具有足夠的回油面積，但這種設計導致葉型氣動損失較大，性能降低；集成后的機匣考慮將油管與導向器葉片集成設計，使得油管和葉片成為一體，油管與葉片位置可以保持固定，且無需再裝進取出，該大葉片葉型可以設計成更薄，大葉片氣動損失可以減少2%，見圖4。
2.3 空氣系統流路設計
離心壓氣機葉罩處的冷氣經外部管路進入級間支承引氣管，一部分氣從引氣管上的兩孔進入承力機匣環腔，少量的用于排氣機匣和低壓二級導向器的冷卻，其余大部分通過大葉片與進回油管、引氣管之間的縫隙進入過渡段與隔熱屏之間的環腔，再從孔排出，對過渡段與低壓一級轉子之間的主流道進行封嚴，此外，這一部分氣體還可對油管進行冷卻。引氣管內另一部分氣體通過引氣管直接進入支承機匣外環腔，使軸承座處于冷氣包裹下，對級間軸承座進行保護，然后經小孔至低壓渦輪一級轉子前篦齒環腔，對軸承腔進行封嚴，見圖5。
2.4 滑油系統流路設計
集成后的渦輪導向器支承機匣滑油系統流路結構與集成前的結構差異不大，由于3D打印的工藝限制相對較少，同時機匣底部設計了回油池，保證在大姿態下回油順暢。滑油系統流路見圖6。
機匣上設計有一個半圓形的環腔，滑油通過進油管進入環腔后通過噴嘴孔對軸承進行潤滑，然后經過機匣下方的方槽漏入底部回油池，從回油管流出。
3 強度計算
3.1 計算方法及軟件
采用UG建立計算用實體模型，采用ANSYS進行有限元前、后處理和有限元分析。
3.2 網格化分
取整個級間支承為計算模型，采用十節點四面體單元進行網格劃分，共劃分有688548個單元，1280678個節點，有限元網格見圖7。
3.3 邊界條件
約束了圖7所示A面的周向位移和軸向位移。
3.4 載荷施加
?。?）壓力載荷以面壓力形式施加在葉片上；
?。?）溫度載荷以節點溫度形式施加在整個模型上；
?。?）內排氣機匣組件慣性載荷以集中力形式施加在安裝邊上，4#軸承支撐慣性載荷以集中力形式施加在軸承安裝面上。
3.5 計算結果及強度校核
通過計算分析可知，見圖8，在給定的載荷作用下，零件外部機匣與過渡段之間設置的回彎結構，在過渡段與軸承座之間設置的“Z”字形連接結構，均使整個零件的溫度梯度大大降低，三部分之間的熱變形得到了補償，應力分布更加均勻，材料使用率進一步提高，機匣質量降低，渦輪導向器支承機匣靜強度儲備系數滿足要求。
4 結語
本文工作只是將低壓渦輪導向器、軸承座、供油環、進回油管以及部分封嚴件和連接緊固件進行了一體化設計，有效的減少了零件的數量，同時解決了軸承座漏油的問題，極大的提高了發動機的可靠性，但并未開展細節上的拓撲優化工作，尤其在導向器和軸承座結構過渡設計方面還有很大的質量減輕空間，可進一步開展結構細節的設計工作，提高結構效率。
參考文獻
[1] 航空發動機設計手冊.航空工業出版社，2000.
[2] 張大義，洪杰，馬艷紅，梁智超.高結構效率的斜流壓氣機結構設計[J].航空動力學報，2013，28（4）：867-871.
[3] 馬艷紅，陳璐璐，張大義，洪杰.航空發動機轉子系統結構效率評估參數及計算方法[J].航空動力學報，2013，28（7）：1599-1606.
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