叶片尾迹衰减和下游叶片尾流激振力计算研究

1144766066 · 发表于 2022-5-14 20:27:11

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在航空发动机中，流体诱导振动引起压气机叶片强迫响应导致的叶片高周疲劳断裂（HCF）是叶轮机械主要的结构破坏形式。叶片产生高周疲劳的主要原因是叶片动应力较大，叶片强度设计不足。影响叶片动应力的主要因素之一就是非稳态的尾流激振力。本文基于已有的关于叶片尾迹衰减和转子叶片尾流激振力的计算公式，结合数值模拟的方法，提出了对于实际流体更加适用的尾迹衰减计算公式以及叶片尾流激振力计算公式，为压气机初步设计阶段提供一定的理论依据。首先，根据可压缩流湍流边界层理论，结合Prandtl关于湍流的混合长度理论，研究了轴流压气机静子叶片尾迹的衰减规律，得到了可压缩流在叶片尾迹区内的最大速度亏损的计算公式。理论分析结果与数值模拟结果的对比表明在距离叶栅尾缘后大于相对距离的4%时，本文提出的可压缩流尾迹速度亏损公式能更好的预估实际流体的尾迹速度亏损，因而可以用来预估轴流压气机叶片尾迹的速度亏损程度。其次，结合数值模拟计算结果，对亚音叶型的叶片表面压力差计算公式进行修正，提出了在叶栅通道中存在激波时叶片表面压力差的计算公式，假设叶片压力差沿时域的分布形式为正弦分布，得出叶片尾流激振力第一阶幅值的大小，并与数值计算的叶片尾流激振力第一阶幅值进行对比，验证了计算公式的适用性。由于计算公式的假设条件是基于亚音结构的，因而对于超音叶型，该计算公式不再适用。再次，通过尾流激振力计算公式与直接数值模拟两种方法计算简化后的三维转子叶片的振动响应，比较了两种不同方法下计算得到的转子叶片尾流激振力对于叶片产生的应力。从对比结果来看，在工作转速下（即非共振状态）两种方法所得的激振力对于叶片产生的应力不管在数值大小，还是在分布上相差较大。在非共振状态下，叶片的应力相比于共振状态下非常小，并且在非共振状态下，叶片的振动形式不唯一，各阶模态的贡献对响应有较大影响，因此二者的差异较大是正常的。在叶片共振状态下，两种方法所得的激振力对于叶片产生的响应不管在数值大小，还是在分布上，都比较接近，具有一定的可比性。因而该计算公式在计算叶片响应题目上具有一定的适用性。最后，运用验证了的尾流激振力计算公式，基于二维工况，得出了叶片不同参数变化对转子叶片尾流激振力幅值的影响规律。

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