对开扩散焊空心可调叶片结构设计分析

对开扩散焊空心可调叶片结构设计分析

李昂

 辽宁省沈阳市110015

摘要：本文详细论述了对开扩散焊空心可调叶片研制全过程。从结构方案的选取、关键参数确定、强度分析和试验验证等方面，全面描述了本结构设计方案要点和验证情况，得到满足设计要求的空心可调叶片。

关键字：对开扩散焊，空心可调叶片，结构设计

为降低航空发动机进气机匣单元体重量，从而提高整机推重比，航空发动机叶片可采取空心化设计以实现以上目标[1]。纪福森[2]等介绍了航空发动机空心叶片主要技术的研究优化方向，即空心模型型腔和加强筋结构参数设计。邓瑛[3]等介绍了一种带有内部加强筋的空心叶片，使用加强筋形成内部气流通道，从而消除叶片表面附面层。

进气机匣可调叶片具有叶型扭转角小，叶身厚度大等特点，适于作为空心结构叶片的设计载体，经过前期的结构强度设计及试验验证工作，目前已研制成功了对开扩散焊空心可调叶片，并进行了整机状态动应力测量，初步验证了对开扩散焊空心可调叶片的可靠性。

1 前期验证情况

空心可调叶片结构工艺方案最初采用超塑成型-扩散连接方案，如图1所示，经过课题研究工作，基本打通空心厚可调叶片工程研制路线，通过了零部件振动疲劳试验考核。

图 1 超塑成型-扩散连接空心厚可调叶片结构示意图

该状态空心可调叶片进行了整机动应力测量，结果表明空心厚可调叶片应力偏高，最大值为209MPa，不满足动强度储备要求。叶片局部振动应力较大原因主要是由于叶片空腔区域结构刚性较弱，叶片尾缘和靠近一级转子叶片叶尖位置受叶片激振力较大，在高阶模态下，空心厚可调叶片在主要工作转速区间内存在交点，空腔区域局部振动导致剧烈的“鼓包”现象，直接导致局部振动应力过大。

空心可调叶片采用超塑成型-扩散连接方案，不可避免产生三角区缺陷，在振动载荷下，有可能出现裂纹缺陷。如图2、3所示。

图 2 超塑成型-扩散连接工艺过程示意图

图 3 超塑成型-扩散连接三角区缺陷示意图

由于受工艺路线特点限制，超塑成型-扩散连接空心可调叶片无法有针对性有效开展空腔局部结构优化，因此无法在不调整工艺方案的情况下，通过调整空腔结构方式增强空腔局部位置刚性，从而避免局部振动应力过大问题。

综合以上设计、分析和试验验证情况，在进气机匣可调叶片工作状态和超塑成型-扩散连接结构工艺方案下，该种空心可调叶片无法通过改进设计满足使用需求，将空心可调叶片结构工艺方案由超塑成形-扩散连接调整为对开扩散焊方案，开展新一轮的研制工作。

2 对开扩散焊空心可调叶片方案

2.1 结构设计

可调叶片采用对开扩散焊方案设计空心结构，具有以下优点：

a)避免超塑成型-扩散连接的空心三角区问题；

b)内部空腔结构可以通过机械加工形成，不受超塑成型工艺方法的限制，可以有针对性对空腔区域进行优化设计；

c)将原方案的板材材料替换为锻件，提高自身强度。

综上所述，对开扩散焊空心可调叶片方案相对具有明显优势，同时具备工艺可行性。

可调叶片叶型存在扭转，为实现对开结构，通过选取可调叶片各截面的叶型中弧线，拟合成曲面，通过该曲面对叶片进行分割，如图4所示。

图 4 对开扩散焊空心可调叶片曲面分割面示意图

完成分割后，开始内部特征建模，包括内部空腔、加强筋和倒圆结构，如图5所示。

图 5 对开扩散焊空心可调叶片空腔示意图

为避免空心可调叶片再次出现空腔区域局部振动，需要合理设计内部结构，综合空腔的各项设计参数，需要考虑叶片强度、刚度、振动、疲劳性能等多方面，同时兼顾减重效果，是综合多学科、目标的优化设计过程。其主要参数如下：

1）叶盆、叶背壁厚H1、H2；

2）加强筋数量N，加强筋宽度W；

3）空腔距离上下、前缘尾缘距离L；

4）各特征部位转接圆角R。

以上基本结构设计参数如图6所示，其确定，需要综合考虑结构优化设计评估和加工工艺性需求。

图 6 对开空心可调叶片空腔结构主要设计参数

针对原超塑成型-扩散连接方案出现的局部动应力大问题，对对开扩散焊方案空腔区域进行结构优化设计，调整分隔空腔的加强筋位置，避免叶片在共振转速区间出现局部“鼓包振型”，在薄弱位置加密加强筋，最终确定了综合减重效果与可靠性的结构优化方案，如图7所示。

图 7 空心可调叶片空腔结构优化过程

对开扩散焊空心薄可调叶片，减重33.3%；空心厚可调叶片，减重47.9%。减重效果明显。

2.2 强度评估

对薄、厚空心可调叶片进行静强度分析，由分析结果可知：薄可调叶片最大应力点位于下端转轴与叶身转接位置，厚可调叶片最大应力位置位于空腔与实心位置交界处，屈服和极限强度储备系数满足强度设计要求，且储备充足。

对薄、厚空心可调叶片进行静强度分析进行振动特性分析，在慢车转速状态下，叶片前12阶固有频率与由一级风扇转子叶片引起的1倍频、2倍和3倍频激振频率存在交点，但结合动测结果分析，慢车转速附近未测到较大的振动应力，如图8所示[4]。

图 8 空心可调叶片振动坎贝尔图

3 验证情况

3.1 模拟件振动疲劳试验

为得到扩散焊缝疲劳极限，使用T形模拟试件进行了振动疲劳试验摸底，模拟件如图9所示，得到模拟件在循环基数N=3×10e7的振动疲劳试验为125MPa[5]。

图 9 焊缝疲劳试验模拟试验件

3.2 动应力测量试验

空心可调叶片在整机状态下进行了动应力测量，整机状态下空心薄/厚可调叶片振动应力最大值分别为6MPa和3MPa，激振因素均为风扇转子叶片数。空心叶片振动应力较大位置均分布于叶片大半径位置的尾缘空腔附近，与前述分析原因一致。薄/厚可调叶片的综合动强度储备分别为19.2和17.7，满足强度储备要求。

结束语

在发动机减重的设计需求牵引下，经过从超塑成型-扩散连接方案到对开扩散焊方案的变更，基本完成了空心可调叶片的基本设计流程，掌握了关键参数确认、结构优化、强度迭代、试验验证和工艺路线等技术内容，最终避免了原超塑成型-扩散连接方案空腔局部动应力过大问题，技术成熟度得到提高，逐渐实现了工程化应用，方案合理可行，减重效果明显。

后续工作将研究空腔结构拓扑优化技术，在不调整气动方案前提下进一步获得减重空间。。

参考文献

[1]陈光，航空发动机结构设计分析[M].北京：北京航空航天大学出版社，2006.

[2]纪福森，丁拳，李惠莲，某结构空心风扇叶盘设计与分析[J].航空发动机，2013.

[3]邓瑛，李志强，一种航空发动机的空心叶片结构及其设计方法:中国,CN108757555B[P].2020-06-05.

作者介绍：李昂（1990-），男，蒙古族，中国航发沈阳发动机研究所，辽宁省沈阳市110015，工程师，研究方向：航空发动机压气机结构设计