单位代码
学 号 10005026
分 类 号
毕业设计论文开题报告
基于多点逼近遗传算法的
桁架结构综合优化
院（系）名称 专指学
机械学院 机械工程及自动化
张彦华 符亚庆
业导生
名教姓
称 师 名
2014年 11月19日
涡轮盘是涡轮喷气发动机中连接涡轮叶片和涡轮轴，推动发动机高速旋转的一个重要部件在发动机运转中，涡轮盘受力情况复杂，容易出现故障，严重的甚至可能造成机毁入亡。因此，有些国家把它列为航空发动机中唯一由政府控制的零件〔l〕，由政府发给证明规定使用寿命。
一、涡轮盘的使用条件及其对材料的要求
综合分析近二十年来一些国外航空涡轮喷气发动机的发展(见表1),不难看出其推力不断增大,由几百到几万公斤;翻修寿命不断延长,由几百到几万小时;涡轮入口温度不断提高,由800一900C到13000C以上,并向更高(如16500C)发展。随着这些进展,相应地要求涡轮盘加大尺寸,改进材料的耐热性和长期稳定性。涡轮盘选用什么材料，由于其重量大，直接影响发动机的推重比(即发动机的单位重量所能产生的推力)加大喷气发动机推力最有效的途径是提高涡轮入口温度，可是目前使用的涡轮叶片材料主要是镍基或钻基高温合金，其工作温度只是1000C左右，已不能适应涡轮入口温度进一步提高的要求为了解决这个矛盾，主要的途径是发展涡轮叶片冷却技术，这样，涡轮入口温度在近十年内提高了近3000C，涡轮工作温度虽然提高而涡轮盘的温度不能成比例的增加，现已采取的主要措施是一方面对叶片和涡轮盘本身采用冷却技术，另一方面是在设计上也作了改进，如采用深根叶片，使涡轮盘桦头部分远离火焰，并避免直接受到大量辐射热。所以，尽管涡轮工作温度大幅度提高，涡轮盘的实际工作温度一般仍不超过650一700C。如TF一39的涡轮入口温度高达1260C，而其涡轮盘材
料还是用只在700C以下使用的nI。nel718，就是一个例证。 除了对涡轮盘应考虑工作温度的要求外,对涡轮盘材料在力学性能和物理性能方面还需具备那些特点,必须首先分析涡轮盘在运转的整个过程中的受力状况。
涡轮盘的盘体除了受高速旋转而产生的离心力以外,还有因受热不均而引起的热应力,如图l所示。轮心所受的力主要以离心力为主,随着转速增加,拉应力不断增大(图la);轮缘受力较为复杂,开始起动时,外缘因热的传入而膨胀,受到压应力,当其超过屈服强度时,便发生压缩变形;等到温度达到平衡时或在停车过程中,轮缘的压应力变为拉应力,这时轮心受到压应力(图lb)。它们产生一个合力,如图Ic,可见轮缘和轮心都受到较大的拉应力,往往超过材料的屈服强度,发生局部变形。发动机每开动一次,就形成这样一个循环,反复多次,就构成一种所谓周期疲劳。这种在屈服
强度附近的疲劳,决定疲劳寿命的不是应力的大小,而是在受力过程中所发生的塑性变形量。所以周期疲劳试验,一般以形变量(恒应变)图1涡轮盘在转动状态下的离心力a),热切应力b)及合应力c)为标准,而不计算所受应力〔2,3〕。这种周期疲劳是产生槽底裂纹的主要原因,有时
还会引起涡轮盘“炸裂”成为碎块飞掉〔4〕。周期疲劳裂纹随着发动机开动次数的加多而发展,量变的积累,就产生质的飞跃,最终达到灾害性的破坏。因此,美国在1960年就将涡轮盘的时间寿命期开始改为用周期疲劳次数作为限制盘的使用条件;到1966年进一步作了修改,除了周期疲劳次数以外,又对使用时间作出了规定,两项中任何一项达到所规定的指标,都算到了寿命期〔5〕。
涡轮盘通过桦头的极树形结构将叶片联在一起。榨头的受力条件更为复杂,除了桦齿间的缺口产生应力集中以外,还有从叶片传递下来的振动疲劳。一般来说,桦齿的设计应力虽然只有18一20公斤/毫米^2,但因公差配合不当,各齿受力不均,有时甚至超过材料的屈服强度而出现明显的压陷。在这样高的应力下多次运行,可能造成周期疲劳破坏。叶片的振动,加速桦齿的断裂。在这种情况下,桦齿多始于第一齿,因为承受疲劳载荷它是首当其冲。为了减少这种故障,除了设计正确以外,还要保证合理的公差,并注意残余应力的分布。对材料来说,除了提高材料的抗疲劳的强度以外,要提高抗张塑性和持久塑性,因为抗张塑性直接影响抵抗周期疲劳的能力〔6〕,而持久塑性的提高,在高应力下,可通过桦齿的变形,在使用过程中各齿自动配合,使应力趋于均匀,而不发生局部裂纹,以松弛外界的应力集中。
两个桦齿之间存在一个桦槽,也叫喉道。在这个部位也容易出现裂纹,严重时可以引起整个桦头落,使整个叶片飞掉。这主要与材料的缺口敏感性有关。有入曾对5J7发动机所用的涡轮盘材料A一286和V一57进行过分析〔7〕,将带有缺口的试样在使用温度下进行周期持久试