【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及航空發動機、燃氣輪機設計，公開了用于高溫條件的渦輪承力支柱結構及其設計方法。
技術介紹
1、渦輪承力框架是整個發動機承力系統的重要組成部分，承力支柱是渦輪承力框架中的重要構件。承力支柱的工作穩定性，直接影響了整個承力框架的剛度，承力框架剛度是發動機安全工作的基本保障。
2、現有技術中，承力支柱設置在內外機匣之間，承力支柱既要承受徑向力的作用，還要承受高溫熱環境帶來的熱應力，從而大大降低了承力框架的剛度。此外現有的渦輪承力支柱方案設計結構參數確定依賴個人經驗，工程設計方法缺失，無法實現快速和高精度設計的問題。
技術實現思路
1、本專利技術的目的在于提供用于高溫條件的渦輪承力支柱結構及其設計方法，能夠保證承力框架的剛度，且能改善了傳統方案設計中基礎結構參數的確定需要依賴個人經驗的不足，極大的提升設計效率，減少反復迭代次數，實現了渦輪承力支柱結構的快速優化。
2、為了實現上述技術效果，本專利技術采用的技術方案是：
3、用于高溫條件的渦輪承力支柱結構，包括承力支柱，所述承力支柱設置于渦輪靜子葉片型腔內，所述承力支柱一端與內機匣外壁固定連接，另一端與外機匣內壁固定連接；所述承力支柱沿渦輪靜子葉片徑向設置，且所述承力支柱外壁與所述渦輪靜子葉片型腔內壁之間設置有間隙。
4、進一步地，所述承力支柱的數量至少有三個，所述承力支柱沿航空發動機周向均勻分布在對應位置的所述渦輪靜子葉片型腔內。
5、進一步地，所述承力支柱為中空管狀結
6、進一步地，所述外機匣在與承力支柱連接的位置設置有銷孔，所述銷孔內固定有銷套；所述承力支柱與外機匣通過銷套和螺栓連接形成渦輪承力框架。
7、為實現上述技術效果，本專利技術提供了用于高溫條件的渦輪承力支柱結構設計方法，該方法用于獲得所述的渦輪承力支柱結構，包括：
8、根據航空發動機渦輪靜子及其支點軸承的結構，構建渦輪承力支柱結構有限元分析模型；
9、在不同工況條件下，采用有限元仿真分析獲得不同承力支柱數量以及單個承力支柱截面積對應的支點軸承徑向載荷；
10、根據所述支點軸承徑向載荷以及對應的承力支柱數量、單個承力支柱截面積，構建承力支柱剛度分析模型；
11、獲取航空發動機渦輪靜子葉片型腔的空氣系統設計最小間隙值，以及渦輪靜子葉片內型面的制造誤差、承力支柱外表面的制造誤差；根據航空發動機工作狀態下渦輪靜子葉片型腔的溫度值，分析獲得渦輪靜子葉片內型面的最大熱態變形量，以及承力支柱周向熱態變形量；
12、根據空氣系統設計最小間隙值、渦輪靜子葉片內型面的制造誤差、承力支柱外表面的制造誤差、渦輪靜子葉片內型面的最大熱態變形量以及承力支柱周向熱態變形量，構建承力支柱與渦輪靜子葉片型腔在周向的間隙分析模型；
13、基于工作狀態外機匣和承力支柱的溫差，以及外機匣內圓柱面與承力支柱外圓面配合關系，構建考慮承力支柱的徑向伸長量的承力支柱徑向高度分析模型；
14、獲取待設計渦輪承力支柱結構的支點軸承徑向載荷設計值，將所述支點軸承徑向載荷設計值代入承力支柱剛度分析模型，并與周向的間隙分析模型、承力支柱徑向高度分析模型聯立求解，獲得滿足剛度要求的承力支柱數量與單個承力支柱尺寸。
15、進一步地，構建的所述承力支柱剛度分析模型為，其中為載荷系數，為支點軸承徑向載荷，為內機匣在內機匣當地工作溫度下材料線膨脹系數，為承力支柱在承力支柱當地工作溫度下材料線膨脹系數，為外機匣在外機匣當地工作溫度下材料線膨脹系數；為內機匣半徑，為承力支柱的設計有效工作長度，為外機匣半徑；為作用于內機匣腔壓載荷，為作用于外機匣腔壓載荷；為內機匣的橫截面慣性矩，為外機匣的橫截面慣性矩；為內機匣材料彈性模量，為承力支柱材料彈性模量，為外機匣材料彈性模量；為內機匣橫截面積，為承力支柱橫截面積，為外機匣的橫截面積，為承力支柱數量。
16、進一步地，構建的承力支柱與渦輪靜子葉片型腔在周向的間隙分析模型為，其中為承力支柱與渦輪靜子葉片型腔在周向間隙最小值，為空氣系統設計最小間隙值，為渦輪靜子葉片內型面的最大熱態變形量，為承力支柱周向熱態變形量，為渦輪靜子葉片內型面的制造誤差，為承力支柱外表面的制造誤差。
17、進一步地，構建的考慮承力支柱的徑向伸長量的承力支柱徑向高度分析模型為，其中為承力支柱在承力支柱當地工作溫度下材料線膨脹系數，為承力支柱的設計有效工作長度，為載荷系數，為支點軸承徑向載荷，為承力支柱材料彈性模量，為承力支柱橫截面積。
18、與現有技術相比，本專利技術所具備的有益效果是：
19、1、本專利技術通過將承力支柱沿渦輪靜子葉片徑向設置于渦輪靜子葉片型腔內，使渦輪靜子葉片為受熱件直接工作在高溫燃氣中，承力支柱為受力件從渦輪靜子葉片型腔中穿過，從功能上將受熱件和受力件分開，保證承力框架的剛度。
20、2、本專利技術通過構建基于渦輪承力支柱結構基礎參數的承力支柱剛度分析模型、周向的間隙分析模型、承力支柱徑向高度分析模型，通過聯立分析獲得滿足剛度要求的承力支柱數量與單個承力支柱尺寸。填補了渦輪承力支柱結構的系統設計流程的空缺，改善了傳統方案設計中基礎結構參數的確定需要依賴個人經驗的不足，極大的提升設計效率，減少反復迭代次數，實現了渦輪承力支柱結構的快速優化。
本文檔來自技高網...【技術保護點】
1.用于高溫條件的渦輪承力支柱結構，其特征在于，包括承力支柱，所述承力支柱設置于渦輪靜子葉片型腔內，所述承力支柱一端與內機匣外壁固定連接，另一端與外機匣內壁固定連接；所述承力支柱沿渦輪靜子葉片徑向設置，且所述承力支柱外壁與所述渦輪靜子葉片型腔內壁之間設置有間隙。
2.根據權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，所述承力支柱的數量至少有三個，所述承力支柱沿航空發動機周向均勻分布在對應位置的所述渦輪靜子葉片型腔內。
3.根據權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，所述承力支柱為中空管狀結構，所述承力支柱的中空管狀內部設置有對支點潤滑的管路系統。
4.根據權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，所述外機匣在與承力支柱連接的位置設置有銷孔，所述銷孔內固定有銷套；所述承力支柱與外機匣通過銷套和螺栓連接形成渦輪承力框架。
5.用于高溫條件的渦輪承力支柱結構設計方法，該方法用于獲得權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，包括：
6.根據權利要求5所述的渦輪承力支柱結構設計方法，其特征在于，構建的所述承力支柱剛度
7.根據權利要求5所述的渦輪承力支柱結構設計方法，其特征在于，構建的承力支柱與渦輪靜子葉片型腔在周向的間隙分析模型為，其中為承力支柱與渦輪靜子葉片型腔在周向間隙最小值，為空氣系統設計最小間隙值，為渦輪靜子葉片內型面的最大熱態變形量，為承力支柱周向熱態變形量，為渦輪靜子葉片內型面的制造誤差，為承力支柱外表面的制造誤差。
8.根據權利要求5所述的渦輪承力支柱結構設計方法，其特征在于，構建的考慮承力支柱的徑向伸長量的承力支柱徑向高度分析模型為，其中為承力支柱在承力支柱當地工作溫度下材料線膨脹系數，為承力支柱的設計有效工作長度，為載荷系數，為支點軸承徑向載荷，為承力支柱材料彈性模量，為承力支柱橫截面積。
...【技術特征摘要】
1.用于高溫條件的渦輪承力支柱結構，其特征在于，包括承力支柱，所述承力支柱設置于渦輪靜子葉片型腔內，所述承力支柱一端與內機匣外壁固定連接，另一端與外機匣內壁固定連接；所述承力支柱沿渦輪靜子葉片徑向設置，且所述承力支柱外壁與所述渦輪靜子葉片型腔內壁之間設置有間隙。
2.根據權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，所述承力支柱的數量至少有三個，所述承力支柱沿航空發動機周向均勻分布在對應位置的所述渦輪靜子葉片型腔內。
3.根據權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，所述承力支柱為中空管狀結構，所述承力支柱的中空管狀內部設置有對支點潤滑的管路系統。
4.根據權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，所述外機匣在與承力支柱連接的位置設置有銷孔，所述銷孔內固定有銷套；所述承力支柱與外機匣通過銷套和螺栓連接形成渦輪承力框架。
5.用于高溫條件的渦輪承力支柱結構設計方法，該方法用于獲得權利要求1所述的渦輪承力支柱結構，其特征在于，包括：
6.根據權利要求5所述的渦輪承力支柱結構設計方法，其特征在于，構建的所述承力支柱剛度分析模型為，其中為載荷系數，為支點軸承徑向載荷，為內機匣在內...
【專利技術屬性】
技術研發人員：劉虹霞，康亞杰，李婭，程榮輝，張少平，余琳，王娟，黃子嬰，
申請(專利權)人：中國航發四川燃氣渦輪研究院，
類型：發明
國別省市：
還沒有人留言評論。發表了對其他瀏覽者有用的留言會獲得科技券。