成文娟 付猛 宋石平

摘 要：零件数量多少是发动机可靠性的重要指标，而一体化设计是提高发动机可靠性的有效方法，本文详细介绍了高结构效率多功能复合涡轮导向器支承机匣的一体化设计方法，分析了低压涡轮导向器、轴承座、供油环、进回油管以及部分封严件和连接紧固件集成为一个级间支承机匣的设计思路，通过对上述零件的集成，有效的减少了零件的数量，同时也解决了轴承座漏油的问题，极大的提高了发动机的可靠性。

关键词：零件数量；机匣；一体化

中图分类号：V235.12 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）11-0105-03

零件数量多少是航空发动机的重要指标之一，发动机设计得越复杂，零件数目越多，就越容易出问题。为了提高发动机的可靠性，同时也为了简化维修工作，应在发动机设计值，尽量简化结构，减少零件数目[1]。国内北京航空航天大学洪杰教授[2]对高结构效率的斜流压气机结构设计进行了探索性研究。随着制造工艺技术的进步，涡轮导向器、支承机匣及轴承座通过集成化设计减少零件数量、减少零部件之间的连接和密封件，达到减小体积、减轻重量的目的已经成为航空发动机涡轮级间支承设计的一個主要发展方向。

结构效率是反映给定结构在工作过程中对环境/条件综合适应能力的定量表征，其本质是定量描述结构几何特征和结构材料性能参数变化对其结构的承载能力、抗变形能力和动力学环境适应能力的影响[3]。

某型航空发动机工程设计中，涡轮导向器支承机匣采用了低压涡轮一级导向器与轴承座、供油环、部分密封件和连接件集成化设计的思路和方法，取消部分封严件和连接紧固件，使得整个过渡段之间的零件连成一体，大大减少了零件的数量，提高了装配工艺性，集成后的机匣既有导向器的功能，又有承力、供油、密封、支承的功能，同时有利于提高发动机可靠性。

1 设计要求

某型航空发动机涡轮导向器支承机匣的主要功能是提供连接高压涡轮出口与低压涡轮进口的气流通道，将来燃气导向并加速以满足低压涡轮转子要求；同时涡轮级间支承结构为高压涡轮后支点和低压涡轮前支点提供支承，也实现了为轴承腔提供润滑、封严气的功能。

对涡轮导向器支承机匣的主要技术要求是过渡段与低压涡轮一导向器设计为一体化；在高压涡轮与低压涡轮流道之间设置一段过渡段，在过渡段内环安装轴承座同时为高压涡轮与低压涡轮提供轴承支点，并形成共用的轴承腔，同时也在过渡段机匣上设置支板用于布置共用轴承腔的滑油系统、测试系统等。

2 涡轮导向器支承机匣设计

结构效率评估是反映结构在给定的工作环境中对质量、强度、刚度和变形等方面要求综合优化的程度，包括以下两方面：（1）结构的承载能力，在标准设计载荷作用下寻优的应力分布状态；（2）结构的抗变形能力：反映通过调整结构的刚度控制结构的变形，在极限载荷作用下寻优最强的刚度特性。

2.1 支承机匣设计

集成前的级间支承零件数多，共有50多个零件，见图1，装配性差，用于确保装配性能所需耗费的时间长。为解决装配工艺性差的问题，集成后的支承机匣将低压涡轮一级导向器、轴承座、进回油管、供油环、轴承座前挡板进行了集成设计，见图2，取消了部分封严件和连接紧固件。

（1）零件外部为连接燃烧室和排气段的筒状机匣，中间为带导向叶片的一体化过渡段，为减少热辐射，在过渡段与轴承座之间设置了隔热屏，采用波浪形结构设计，通过调整波浪形结构的刚度，可以有效控制过渡段和轴承座之间的局部变形。

（2）零件外部机匣和内部轴承座温度较低，而中间过渡段处于燃气环境中，温度高，整个零件温度梯度大，热应力分布极不均匀，为此在外部机匣与过渡段之间设置一段回弯结构，在过渡段与轴承座之间设置了“Z”字形连接结构，以补偿三部分之间的变形，减少热应力，降低应力集中系数，提高材料使用率，进而降低机匣质量。

（3）进、回油管采用异型油管的设计，充分利用导向叶片的内部空间。其设计集导向器和承力机匣为一体，既有导向器的功能，又起到承力的作用，集成后的机匣既有导向器的功能，又有承力、供油、密封、支承的功能，不仅能减轻涡轮重量，同时提高了可靠性，大大降低了制造成本。

2.2 大叶片叶型优化及内部管路设计

集成前的低压涡轮一级导向器大叶片采用沿叶高等截面叶型设计，叶片前缘半径大，见图3，这保证了进、回油管可以穿过大叶片进行安装，同时还具有足够的回油面积，但这种设计导致叶型气动损失较大，性能降低；集成后的机匣考虑将油管与导向器叶片集成设计，使得油管和叶片成为一体，油管与叶片位置可以保持固定，且无需再装进取出，该大叶片叶型可以设计成更薄，大叶片气动损失可以减少2%，见图4。

2.3 空气系统流路设计

离心压气机叶罩处的冷气经外部管路进入级间支承引气管，一部分气从引气管上的两孔进入承力机匣环腔，少量的用于排气机匣和低压二级导向器的冷却，其余大部分通过大叶片与进回油管、引气管之间的缝隙进入过渡段与隔热屏之间的环腔，再从孔排出，对过渡段与低压一级转子之间的主流道进行封严，此外，这一部分气体还可对油管进行冷却。引气管内另一部分气体通过引气管直接进入支承机匣外环腔，使轴承座处于冷气包裹下，对级间轴承座进行保护，然后经小孔至低压涡轮一级转子前篦齿环腔，对轴承腔进行封严，见图5。

2.4 滑油系统流路设计

集成后的涡轮导向器支承机匣滑油系统流路结构与集成前的结构差异不大，由于3D打印的工艺限制相对较少，同时机匣底部设计了回油池，保证在大姿态下回油顺畅。滑油系统流路见图6。

机匣上设计有一个半圆形的环腔，滑油通过进油管进入环腔后通过喷嘴孔对轴承进行润滑，然后经过机匣下方的方槽漏入底部回油池，从回油管流出。

3 强度计算

3.1 计算方法及软件

采用UG建立计算用实体模型，采用ANSYS进行有限元前、后处理和有限元分析。

3.2 网格化分

取整个级间支承为计算模型，采用十节点四面体单元进行网格划分，共划分有688548个单元，1280678个节点，有限元网格见图7。

3.3 边界条件

约束了图7所示A面的周向位移和轴向位移。

3.4 载荷施加

（1）压力载荷以面压力形式施加在叶片上；

（2）温度载荷以节点温度形式施加在整个模型上；

（3）内排气机匣组件惯性载荷以集中力形式施加在安装边上，4#轴承支撑惯性载荷以集中力形式施加在轴承安装面上。

3.5 计算结果及强度校核

通过计算分析可知，见图8，在给定的载荷作用下，零件外部机匣与过渡段之间设置的回弯结构，在过渡段与轴承座之间设置的“Z”字形连接结构，均使整个零件的温度梯度大大降低，三部分之间的热变形得到了补偿，应力分布更加均匀，材料使用率进一步提高，机匣质量降低，涡轮导向器支承机匣静强度储备系数满足要求。

4 结语

本文工作只是将低压涡轮导向器、轴承座、供油环、进回油管以及部分封严件和连接紧固件进行了一体化设计，有效的减少了零件的数量，同时解决了轴承座漏油的问题，极大的提高了发动机的可靠性，但并未开展细节上的拓扑优化工作，尤其在导向器和轴承座结构过渡设计方面还有很大的质量减轻空间，可进一步开展结构细节的设计工作，提高结构效率。

参考文献

[1] 航空发动机设计手册.航空工业出版社，2000.

[2] 张大义，洪杰，马艳红，梁智超.高结构效率的斜流压气机结构设计[J].航空动力学报，2013，28（4）：867-871.

[3] 马艳红，陈璐璐，张大义，洪杰.航空发动机转子系统结构效率评估参数及计算方法[J].航空动力学报，2013，28（7）：1599-1606.