具有定制飞脱断裂位置和飞脱断裂转速的涡轮叶片及定制方法与流程

本发明属于航空涡轴发动机领域，涉及一种具有定制飞脱断裂位置和转速的蜗轮叶片及定制方法。

背景技术：

航空涡轴发动机中的涡轮是一种高速旋转的复杂热动力机械，其包含大量的高速转子部件。若这些转子部件由于存在制造缺陷、受到外物撞击或者材料受到疲劳的影响而发生轮盘破裂、叶片断裂飞脱等故障，飞断的转子碎片将在离心力的作用下以极高的速度飞出撞击机匣，对机匣造成剧烈的冲击和严重的损伤。若机匣强度不够，不足以将飞断的转子碎片包容在其内部，碎片将有可能击穿机匣，飞出发动机，使发动机失去动力。甚至进一步击中飞机上的油路、控制电路或其他飞机结构件，对飞机造成更为严重的破坏。

轮盘是航空涡轴发动机涡轮中的重要零件，由于发动机在加速过程中转速瞬时超过、控制系统失灵、轴断裂或其他异常原因，均可能导致轮盘超转，甚至破裂。目前国内外的资料统计，所有的轮盘破裂机匣无法包容均属于非包容性故障。涡轮叶片环绕并紧固在轮盘周围，随着轮盘高速旋转，叶片在高速旋转下假如发生飞脱断裂，机匣可以包容飞脱的叶片碎片，防止非包容事故带来的危害。所以在航空发动机转子部件强度失效的事故中，轮盘破裂事故的危险性远远高于叶片飞断事故。然而涡轮叶片飞脱断裂的临界转速高于涡轮盘的临界破裂转速，随着涡轴发动机的转速增加，轮盘要先于涡轮叶片飞脱破裂，轮盘碎片被高速甩出，向机匣包容环冲击，无法达到包容效果而造成不堪设想的后果。为了防止此类非包容事故的发生，有必要对涡轮叶片作出一定的改造。

技术实现要素：

发明目的：为了克服现有技术的缺陷，本发明提供了一种具有定制飞脱断裂位置和飞脱断裂转速的涡轮叶片，该涡轮叶片将飞脱断裂位置定制于伸根上，且飞脱断裂的转速低于轮盘破裂的转速，使得涡轮叶片先于轮盘飞脱断裂。

同时，本发明还提供了上述涡轮叶片的定制方法。

技术方案：本发明所述的一种有定制飞脱断裂位置和飞脱断裂转速的涡轮叶片，包括顺次连接的叶身、缘板、伸根和榫头，所述伸根的两侧表面均具有凹陷部分，该两侧表面分别形成的凹陷部分形状相同且对称设置，两个凹陷部分在伸根上形成用于飞脱断裂的应力集中区域。

有益效果：该涡轮叶片通过在伸根部位对称设置凹陷部分，使其横截面面积减小。由于缺口效应而形成应力集中区域，产生结构疲劳的薄弱环节，从而降低涡轮叶片的飞脱断裂临界转速，并使其低于轮盘的临界破裂转速，使得涡轮叶片先于轮盘飞脱断裂。当叶片飞脱断裂时，轮盘转速降低，受到的离心力减小，避免了轮盘破裂，有效的防止非包容事故的发生，保障飞机发动机的安全可靠性能。并且，通过改变凹陷部分的大小和深度，可以灵活的调整飞脱断裂临界转速。

进一步的，所述应力集中区域处的伸根的横截面呈工字型。从而在减小伸根截面面积的同时，减小对伸根刚度的影响。

而本发明所述的一种上述涡轮叶片的定制方法所采用的技术方案包括下述步骤：

(1)先预定涡轮叶片的飞脱断裂转速

(2)在伸根上预先确定飞脱断裂截面的位置；

(3)根据公式求得涡轮叶片飞脱断裂所受到的离心力f；其中，mp为自飞脱断裂截面向叶身方向的涡轮叶片的质量，r为自飞脱断裂截面到涡轮叶片质心的长度；

(4)根据公式求得飞脱断裂截面的横截面积a；其中，σu为涡轮叶片材料的极限拉伸强度；

(5)在伸根的两个侧表面上分别切除材料形成凹陷部分，凹陷部分在伸根上形成应力集中区域，并使应力集中区域处的飞脱断裂截面的面积为a。

采用该定制方法仅需要伸根部位做切除材料处理，即可实现涡轮叶片先于轮盘飞脱断裂，并且避免了轮盘破裂，防止非包容事故的发生。不需要其他加工工序，也不需要增加其他附加结构，方法简单、成本低廉、易于实施。

附图说明

图1是本发明的实施例中涡轮叶片的结构示意图；

图2是实施例中伸根上凹陷部分的结构示意图；

图3是本发明伸根的横截面结构示意图；

图4是实施例中不同深度的横截面示意图；其中，4a中应力集中区域的垂直宽度为w1，4b中应力集中区域的垂直宽度为w2，4c中应力集中区域的垂直宽度为w3；

图5是本发明叶片飞脱断裂的原理示意图。

具体实施方式

下面，结合附图对本发明做进一步详细说明。

本实施例公开了一种具有定制飞脱断裂位置和飞脱断裂转速的涡轮叶片，该涡轮叶片有序的围绕并紧固在轮盘的周围。通过定制可以有效合理的限定其飞脱断裂的位置以及临界飞脱断裂的转速，使其先于轮盘飞脱断裂，避免非包容事故的发生。

如图1所示，该涡轮叶片包括顺次连接的叶身1、缘板2、伸根3以及枞树形的榫头4。通过榫头4将涡轮叶片紧固在轮盘中，且榫头4和缘板2之间通过伸根3过渡，所以伸根3作为榫头4和缘板2的连接结构，起到了轮盘与涡轮叶片之间力的传递和连接的作用。在此基础上，本发明将伸根3的结构做了改进，将其定制为涡轮叶片的飞脱断裂部位。

具体的，请一并参阅图2所示，在伸根3的两个侧表面均设置形状相同的凹陷部分31，且两个凹陷部分31位置对称。由于缺口效应，两个凹陷部分31在伸根3上形成用于飞脱断裂的应力集中区域。该区域成为结构疲劳的薄弱环节，缩短了疲劳寿命。并且凹陷部分31的轮廓形状近似于伸根3侧表面的形状。也即对于侧表面的形状为三角形、矩形、梯形等形状的伸根3，凹陷部分31的轮廓形状也相应的为三角形、矩形、梯形等形状。这种形状设计可以最大程度的去除材料，达到减轻叶片整体重量的作用，且能够将应力准确的集中至凹陷部分31的区域内。本实施例中伸根3的侧表面近似于梯形，所以凹陷部分31在伸根3表面上形成的的轮廓形状也为梯形。为了减小凹陷部分31轮廓边缘部位的应力集中，在凹陷部分31的轮廓边缘采用倒圆角处理，倒圆角尺寸r取1～3mm。

未经过改进的伸根部位的横截面为规则的矩形结构。如图3所示，本发明改进后的伸根3在应力集中区域处的横截面不再是一个完整的矩形，而呈现工字型结构。其中，通过计算与试验验证能够确定工字型截面的应力集中区域的垂直宽度。工字型截面的优点在于在减小伸根3横截面面积的同时，能够保证伸根3的刚度。

本实施例中，沿着缘板2指向榫头4的方向，凹陷部分31的深度逐渐减小。如图4中4a、4b、4c所示，以榫头4指向缘板2的方向为伸根3的高度方向，依次截取不同高度的伸根3横截面，且截取的高度依次降低，得到的横截面中应力集中区域的垂直宽度依次为w1、w2、w3，并且w1＜w2＜w3，三个横截面的面积分别为a1、a2、a3。相应的，三个横截面的临界飞脱断裂转速也会依次增大。所以，本实施例中飞脱断裂的位置将会更靠近w1所在的横截面。也就是说，通过控制凹陷部分31的大小和深度，可以改变飞脱断裂的具体位置。

如图5所示，本实施例还公开了上述涡轮叶片的飞脱断裂位置和转速的定制方法，包括下述步骤：

(1)先预定涡轮叶片的飞脱断裂转速为了使涡轮叶片先于轮盘飞脱断裂，涡轮叶片的飞脱断裂转速小于轮盘的临界破裂转速。

(2)在伸根上预先确定飞脱断裂截面的位置；将图中b-b虚线所在的横截面设定为预飞脱断裂截面。

(3)c点为涡轮叶片的质心，涡轮叶片飞脱断裂所受到的离心力为f，根据公式求得该离心力f；其中，mp为自飞脱断裂截面向叶身方向的涡轮叶片的质量，r为自飞脱断裂截面到涡轮叶片质心的长度；

(4)根据公式求得飞脱断裂截面的横截面积a；其中，σu为涡轮叶片材料的极限拉伸强度；

(5)在伸根的两个侧表面上分别切除材料形成凹陷部分，凹陷部分在伸根上形成应力集中区域，并使应力集中区域处的飞脱断裂截面的面积为a。