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摘要：目前，针对航空发动机涡轮载荷耦合响应方面的研究较少，加上机械载荷的结构强度分析难度较大，热边界条件的确定较为困难，导致载荷耦合作用的发挥受到限制。本文对旋转盘腔系统与自由盘系统进行分析，并对应力场的计算方式与结果进行阐述，以供参考。
关键词：航空发动机;涡轮;机械载荷
引言
涡轮属于航空发动机中十分重要的组成部分，在其运行过程中，主要受到离心载荷、温度载荷等因素的影响，导致载荷结构强度分析困难，耦合作用的发挥受到限制，进而影响涡轮运行质量。为了解决这一问题，可采用有限元分析法，对机械载荷在耦合作用下的响应系数进行计算，提高涡轮运行效率。
1.涡轮热边界的界定
本文对某型航空发动机高压涡轮盘进行分析，主要包括盘体与封严盘两个部分，以换热机理为依据，可将轮盘简化成旋转盘腔与自由盘两种形式，并且在轮盘的边缘位置与热阻接触，在盘的两侧受冷空气影响较大。
1.1旋转盘腔系统
通常情况下，此类系统主要包括两个共同的旋转盘，其中盘缘处有护衬封闭面，将气体从旋转盘腔处引入后对涡轮盘进行冷却处理。冷却入口分为径向流入、轴向流入两种，在入口处形成源区，并在涡轮盘处形成Ekman层。在换热过程中，受到冷空气质量流量、轮盘自身径向温度、轮盘转速的影响。在边界界定时，只需利用线性Ekman层方程即可计算出絮流能量积分方程的解[1]。
1.2自由盘系统
最佳自由盘系统中轮盘四周的空气均处于静止状态，当轮盘运动后周围空气开始进行相对运动。在航空发动机涡轮中，有许多处均是如此，在换热过程中主要以涡轮盘的转速为依据，对旋转雷诺数Re、盘温度产生影响。当Re的数值小于3×105时，流体沿着平壁层流动，这时层流附面层换热，在边界界定时，换热准则依据以下公式：
2.應力场的计算
本文使用机械耦合法，对航空机械载荷在耦合作用下，应力场中的具体参数进行计算。在计算中，以热力条件为依据，对温度载荷进行分析，并考虑到冷空气温度、燃气温度等数值，在明确热力系数后对其进行计算。在实际计算中，还应建立相应的模型，对温度、位移自由度等进行分析，以热力条件为依据，实施叠加式温度计算、位移求解，力求机械载荷耦合响应结构能够与实际情况更加符合。通过载荷向量将耦合构造到控制方程之中，较为常用的矩阵形式为：
2.1涡轮盘有限元模型
将轮盘榫槽与叶片榫头结合起来构建有限元模型，使前后挡板、封严盘均包含其中，忽视封严盘、涡轮盘上的通气孔，使轮盘被简化后成为轴对称模型。利用耦合场中的四节点轴对称单元，在自由度上朝着X方向的位移为UX，在Y方向上位移为UY，温度为TEMP，采用以上方式形成轮盘网络模型，共计包括484个单元与545个节点。
2.2边界与载荷的界定
（1）位移约束条件
涡轮属于航空发动机中十分重要的组成部分，以发动机运行状态为依据，其约束条件为：对于轴对称模型来说，涡轮盘的前轴与前安装边相连，前轴主要承担高压涡轮转子与高压压气机间的力，因此在轮盘安装时应给予一定的Y方向上的约束[2]。
（2）热力边界
利用第三类热力边界条件对温度载荷进行处理，通过对轮缘燃气温度、空气温度、换热系数等进行明确，为耦合单元提供所需的热力边界条件。冷气流主要通过压气机提升，在入口温度上体现出来，为552.3K，轮缘位置的燃气温度数值为1086K，符合温度场边界条件，为了对其进行简化处理，具体措施如下：
一是忽略引气管内部冷气的流动情况，以及在流动中对温度带来的影响;
二是轮缘温度应采用平均温度;
三是冷气对流换热系数应以轮盘径向为依据科学的施加;
（3）载荷
以发动机实际运行情况为依据，对涡轮所受到的载荷进行计算，已知转速为13587r/min;在轮盘的外缘位置应受到叶片离心力的影响，使力量与温度载荷被均匀的分布。
3.应力场的计算结果与讨论
在耦合作用下，对机械载荷响应情况进行分析可知，与转速响应相比来看，温度响应具有一定的滞后性。对此，在对耦合作用响应进行分析时，可通过有限元分析法进行判断，在具体实施过程中，可采用有限元瞬态分析法，此种方式所花费的时间为1145s，在分析结果上主要从最终的状态上展示出来。
通过有限元分析法可知，航空发电机涡轮中最大应力主要体现在中心位置，此处的应力值主要为1050MPa。在其运转的过程中产生的平均温度约为300℃，在航空发动机涡轮生产时，主要使用镍基高温合金材料，此种材料的抗高温性能较强，在强度上也具有较为明显的优势，能够经受住涡轮在运行过程中产生的高强度的应力与温度。在涡轮运行时，其产生的最大值也处于材料可承受的最大范围之间，在允许范围内涡轮中心位置始终呈现出塑性状态。对此，应针对涡轮中心处的应力场进行重点分析，尽量使用弹塑性分析法，此种方式与其他分析法相比来看具有较强的保守性，分析结果也更加真实可靠。本文针对涡轮盘的热力边界进行分析，通过换热系数对机械载荷的耦合响应情况进行有限元分析，此种方式也同样可用于热力边界条件中，对耦合作用下涡轮盘的稳态响应情况进行分析，对瞬态条件下应力场域温度场的结果进行反应。
结论
综上所述，本文针对航空发动机中的涡轮耦合响应进行分析，并构建了有限元模型，针对涡轮运行系数进行计算，并以此为依据对机械载荷的实际运行情况进行分析。本文中采用的有限元分析法应用范围较为广泛，能够准确的计算出机械载荷耦合响应系数，从而对涡轮运行情况进行检测与科学的维护。
参考文献
[1]漆文凯，陈伟，高德平. 航空发动机涡轮盘热—机械载荷耦合响应分析研究[J]. 机械设计与制造，2014（1）：89-91.
[2]朱剑寒，古远兴. 航空发动机耦合双转子系统响应特性分析方法研究[J]. 燃气涡轮试验与研究，2012（1）：49-53.
（作者单位：32145部队）
关键词：航空发动机;涡轮;机械载荷
引言
涡轮属于航空发动机中十分重要的组成部分，在其运行过程中，主要受到离心载荷、温度载荷等因素的影响，导致载荷结构强度分析困难，耦合作用的发挥受到限制，进而影响涡轮运行质量。为了解决这一问题，可采用有限元分析法，对机械载荷在耦合作用下的响应系数进行计算，提高涡轮运行效率。
1.涡轮热边界的界定
本文对某型航空发动机高压涡轮盘进行分析，主要包括盘体与封严盘两个部分，以换热机理为依据，可将轮盘简化成旋转盘腔与自由盘两种形式，并且在轮盘的边缘位置与热阻接触，在盘的两侧受冷空气影响较大。
1.1旋转盘腔系统
通常情况下，此类系统主要包括两个共同的旋转盘，其中盘缘处有护衬封闭面，将气体从旋转盘腔处引入后对涡轮盘进行冷却处理。冷却入口分为径向流入、轴向流入两种，在入口处形成源区，并在涡轮盘处形成Ekman层。在换热过程中，受到冷空气质量流量、轮盘自身径向温度、轮盘转速的影响。在边界界定时，只需利用线性Ekman层方程即可计算出絮流能量积分方程的解[1]。
1.2自由盘系统
最佳自由盘系统中轮盘四周的空气均处于静止状态，当轮盘运动后周围空气开始进行相对运动。在航空发动机涡轮中，有许多处均是如此，在换热过程中主要以涡轮盘的转速为依据，对旋转雷诺数Re、盘温度产生影响。当Re的数值小于3×105时，流体沿着平壁层流动，这时层流附面层换热，在边界界定时，换热准则依据以下公式：
2.應力场的计算
本文使用机械耦合法，对航空机械载荷在耦合作用下，应力场中的具体参数进行计算。在计算中，以热力条件为依据，对温度载荷进行分析，并考虑到冷空气温度、燃气温度等数值，在明确热力系数后对其进行计算。在实际计算中，还应建立相应的模型，对温度、位移自由度等进行分析，以热力条件为依据，实施叠加式温度计算、位移求解，力求机械载荷耦合响应结构能够与实际情况更加符合。通过载荷向量将耦合构造到控制方程之中，较为常用的矩阵形式为：
2.1涡轮盘有限元模型
将轮盘榫槽与叶片榫头结合起来构建有限元模型，使前后挡板、封严盘均包含其中，忽视封严盘、涡轮盘上的通气孔，使轮盘被简化后成为轴对称模型。利用耦合场中的四节点轴对称单元，在自由度上朝着X方向的位移为UX，在Y方向上位移为UY，温度为TEMP，采用以上方式形成轮盘网络模型，共计包括484个单元与545个节点。
2.2边界与载荷的界定
（1）位移约束条件
涡轮属于航空发动机中十分重要的组成部分，以发动机运行状态为依据，其约束条件为：对于轴对称模型来说，涡轮盘的前轴与前安装边相连，前轴主要承担高压涡轮转子与高压压气机间的力，因此在轮盘安装时应给予一定的Y方向上的约束[2]。
（2）热力边界
利用第三类热力边界条件对温度载荷进行处理，通过对轮缘燃气温度、空气温度、换热系数等进行明确，为耦合单元提供所需的热力边界条件。冷气流主要通过压气机提升，在入口温度上体现出来，为552.3K，轮缘位置的燃气温度数值为1086K，符合温度场边界条件，为了对其进行简化处理，具体措施如下：
一是忽略引气管内部冷气的流动情况，以及在流动中对温度带来的影响;
二是轮缘温度应采用平均温度;
三是冷气对流换热系数应以轮盘径向为依据科学的施加;
（3）载荷
以发动机实际运行情况为依据，对涡轮所受到的载荷进行计算，已知转速为13587r/min;在轮盘的外缘位置应受到叶片离心力的影响，使力量与温度载荷被均匀的分布。
3.应力场的计算结果与讨论
在耦合作用下，对机械载荷响应情况进行分析可知，与转速响应相比来看，温度响应具有一定的滞后性。对此，在对耦合作用响应进行分析时，可通过有限元分析法进行判断，在具体实施过程中，可采用有限元瞬态分析法，此种方式所花费的时间为1145s，在分析结果上主要从最终的状态上展示出来。
通过有限元分析法可知，航空发电机涡轮中最大应力主要体现在中心位置，此处的应力值主要为1050MPa。在其运转的过程中产生的平均温度约为300℃，在航空发动机涡轮生产时，主要使用镍基高温合金材料，此种材料的抗高温性能较强，在强度上也具有较为明显的优势，能够经受住涡轮在运行过程中产生的高强度的应力与温度。在涡轮运行时，其产生的最大值也处于材料可承受的最大范围之间，在允许范围内涡轮中心位置始终呈现出塑性状态。对此，应针对涡轮中心处的应力场进行重点分析，尽量使用弹塑性分析法，此种方式与其他分析法相比来看具有较强的保守性，分析结果也更加真实可靠。本文针对涡轮盘的热力边界进行分析，通过换热系数对机械载荷的耦合响应情况进行有限元分析，此种方式也同样可用于热力边界条件中，对耦合作用下涡轮盘的稳态响应情况进行分析，对瞬态条件下应力场域温度场的结果进行反应。
结论
综上所述，本文针对航空发动机中的涡轮耦合响应进行分析，并构建了有限元模型，针对涡轮运行系数进行计算，并以此为依据对机械载荷的实际运行情况进行分析。本文中采用的有限元分析法应用范围较为广泛，能够准确的计算出机械载荷耦合响应系数，从而对涡轮运行情况进行检测与科学的维护。
参考文献
[1]漆文凯，陈伟，高德平. 航空发动机涡轮盘热—机械载荷耦合响应分析研究[J]. 机械设计与制造，2014（1）：89-91.
[2]朱剑寒，古远兴. 航空发动机耦合双转子系统响应特性分析方法研究[J]. 燃气涡轮试验与研究，2012（1）：49-53.
（作者单位：32145部队）