摘 要

涡轮风扇喷气发动机是目前应用最为广泛的航空发动机，而涡轮叶片作为发发动机最为重要的部件之一，其工作状态直接影响到航空发动机的工作状态进一步对飞机飞行的飞行有极大影响。而涡轮叶片的工作环境恶劣，工况复杂，长期承受高温气体的冲击、高速转动带来的离心力影响、振动及外物损伤，极易发生各种形式的失效。涡轮叶片一旦失效，轻则导致发动机无法正常工作而停机，重则引发机毁人亡。因此，对涡轮叶片进行多工况下的建模与失效分析是十分必要的。

本文的主要内容与成果如下：

首先回顾了国内外学者在涡轮叶片结构、疲劳寿命、动力学等方面的研究。由航空发动的工作原理及涡轮叶片的工作环境对涡轮叶片的材料与结构进行了分析，与其他常用航空材料的进行了简单对比，详述了TC11钛合金材料的特性。

然后，对ANSYS程序与有限元求解方法的基本原理进行了简单的介绍。分析了涡轮叶片的所受载荷，对叶片所受的气动力、温度载荷与离心力进行了理论上的分析与计算，在此基础上建立了航空发动机涡轮叶片的模型并。

最后，应用ANSYS软件对涡轮叶片在设计、巡航、启动、慢车四种工作状态下进行了应力应变与形变分析。总结涡轮叶片常见的失效形式与失效机理，根据模拟仿真的结果，分析涡轮叶片在多种工况下可能发生的失效行为与失效机理。

关键词：涡轮叶片；有限元；失效行为；TC11钛合金

Abstract

The turbofan jet engine is currently the most widely used aero-engine, and the turbine blade is one of the most important components of the engine. Its working state directly affects the working state of the aeroengine and further affects the flight of the aircraft. Turbine blades have a harsh working environment and complicated working conditions. They are subject to the impact of high-temperature gas, the centrifugal force caused by high-speed rotation, vibration and foreign object damage, and are prone to various forms of failure. Once the turbine blades fail, the engine will not work properly and stop, and the machine will be destroyed. Therefore, it is necessary to model and analyze the turbine blades under multiple operating conditions.

The main contents and results of this paper are as follows:

Firstly, the domestic and foreign scholars' research on turbine blade structure, fatigue life and dynamics is reviewed. The working principle of aviation and the working environment of turbine blades are used to analyze the material and structure of turbine blades. Compared with other commonly used aerospace materials, the characteristics of TC11 titanium alloy materials are detailed.

Then, the basic principles of the ANSYS program and the finite element solution method are briefly introduced. The load of the turbine blade is analyzed, and the aerodynamic force, temperature load and centrifugal force of the blade are theoretically analyzed and calculated. Based on this, the model of the turbine blade of the aeroengine is established.

Finally, the ANSYS software is used to analyze the stress strain and deformation of turbine blades under four working conditions: design, cruise, start and slow. The failure modes and failure mechanisms of turbine blades are summarized. According to the simulation results, the failure behavior and failure mechanism of turbine blades under various working conditions are analyzed.

Key Words：Turbine blade; finite element; failure behavior; TC11 Titanium alloy

目录

摘 要 1

Abstract 3

第1章 绪论 1

1.1 绪论 1

1.2 国内外研究现状分析 3

1.3 本文的主要研究内容 5

第2章 航空发动机叶片材料与结构分析 6

2.1 航空发动机工作原理 6

2.1.1 螺桨风扇发动机 6

2.1.2 涡轮喷气发动机 7

2.1.3 涡轮风扇喷气发动机 8

2.1.4 涡轮轴发动机 10

2.2 涡轮叶片的工作条件 12

2.3 涡轮叶片结构分析 13

2.4 叶片材料分析 13

2.5 TC11材料性能 15

2.6 本章小结 17

第三章 航空发动机涡轮叶片建模 18

3.1 ANSYS软件介绍 18

3.2 有限元计算的常用求解方法 18

3.1.1 有限元求解方法简单介绍 18

3.1.2 Newton-Raphson迭代求解法介绍 19

3.2 疲劳（应变疲劳和应变疲劳）寿命计算方法 20

3.2.1 ANSYS程序疲劳寿命计算方法 20

3.3 涡轮叶片受力分析 22

3.3.1 离心载荷 23

3.3.2 温度载荷 24

3.3.3 气动载荷 25

3.5 本章小结 27

第四章 涡轮叶片多工况仿真 28

4.1 涡轮叶片多工况仿真分析 28

4.1.1设计状态 28

4.2.2巡航状态 32

4.2.3 启动状态 36

4.2.4 慢车状态 41

4.2 本章小结 46

第五章 航空发动机叶片失效形式及机理分析 47

5.1 叶片失效形式 47

5.1.1 叶片的低周疲劳断裂失效 47

5.1.2 叶片的扭转共振疲劳断裂失效 48

5．1.3 叶片的弯曲振动疲劳断裂失效 48

5.1.4 涡轮叶片的高温疲劳与热损伤疲劳断裂失效 49

5．1.5 转子叶片微动疲劳断裂失效 49

5.1.6 叶片腐蚀损伤疲劳断裂失效 50

5.2 各工况下叶片失效形式及失效机理分析 51

5.2.1 设计状态 51

5.2.2 巡航状态 51

5.2.3 启动状态 52

5.2.4 慢车状态 52

5.2.4 分析总结 52

5.3 本章小结 53

第六章 总结与展望 54

6.1 总结 54

6.2 展望 54

参考文献 55

致谢 57

第1章 绪论

1.1 绪论

航空发动机诞生一百多年以来，其发展阶段经历了两个主要阶段。第一个阶段以1903年莱特兄弟的飞行器取得成功试飞，完成了人类历史上第一次飞行器的飞行为起点，以二战结束为终点，这四十几年的时间是航空发动机领域被活塞发动机统治的时期。

在两次世界大战战争因素的影响下，活塞式发动机不断改进并迅速发展，活塞式发动机技术的巅峰是在二战结束前后这一段时间达到的^[1]，活塞式发动机功率增长了近乎250倍，从接近10kW突飞到2500kW左右，发动机质功比（发动机功率与发动机质量之比）增加了十数倍，从0.11kW/daN增加到了1.5kW/daN，这也使得飞机最大飞行高度与最大飞行速度取得质的突破，到达了螺旋桨式飞机的技术极限，最大飞行海拔高度达到了15000米·，最大飞行速度从仅仅16km/h跃升至了800km/h。

二十世纪三十到四十年代是属于活塞式发动机发展最为鼎盛的时期。在那一段时期，所有类型的飞机，包括战斗机、轰炸机、运输机和侦察机，都是以活塞式发动机与螺旋桨的组合作为动力组成；而若以活塞式发动机为基础，将螺旋桨换成旋翼，便成为了第一代直升机的动力源。在那段动乱的时间里，以"Hurricane", "Spitfire" 和"Wild Horse"战斗机搭载着的英国梅林V型活塞式发动机和搭载在各类轰炸机、侦察机和战斗机上的美国普·惠的“Wasp”系列活塞式发动机最为著名^[2]。

但随着时代的发展，活塞式发动机无法提升最大飞行速度成为了钳制活塞式发动机的因素。在一方面，飞行速度增加之后，飞行阻力变大，并且活塞式发动机的功率是正比于飞行器的飞行速度的三次幂的，导致发动机要达到相应飞行速度所需的功率会大大增加。但是，若欲通过增加发动机的气缸数来增加发动机功率，那么质量增加带来的飞机负荷过大问题便无法解决。而另一方面，飞行速度虽然有所提升，但螺旋桨的效率会严重下降，使得活塞式发动机发生故障引发机毁人亡的的几率急剧上升。于是，为了进一步的提高飞行速度，就有必要研究新型的航空发动机，因此喷气式发动机逐渐走上了航空发动机的历史舞台，相应地，在二战结束之后，伴随着涡轮喷气式发动机的蓬勃发展，活塞式发动机的鼎盛时期便宣告结束，从航空发动机发展的历史舞台上退出。

世界上第一架涡轮喷气式发动机在1939年试飞成功，宣告了航空发动机发展史上一个新时代的到来。

在二战时期，涡轮喷气式发动机和相应的飞行器尚处于早期的试验研究阶段，并没有在这次世界大战中发挥重要的作用，但到了战后，特别是二十世纪五十年代，涡轮喷气式发动机取得了前所未有的大发展。其中二十世纪四十年年代到五十年代研制的单轴涡轮喷气发动机为第一代涡轮喷气发动机，五十到六十年代研制的加力式涡轮喷气发动机为第二代涡轮喷气发动机。

但涡轮喷气发动机存在着一个很大的缺点，就是耗油率过高，涡扇发动机的出现很好的解决了这一问题。涡扇发动机诞生于二十世纪五十年代，首先应用在民用飞机上，随后逐步应用到军用飞机上。二十世纪六十年代出现出现了一股涡扇化热潮，七十到八十年代涡扇发动机发展进一步提高，在更为广泛的领域都得到了普遍应用，九十年代以后至今，涡扇发动机都处在不断的高速发展与进步之中，它取代了涡轮喷气式发动机在军用与民用上的地位，成为了主流飞行器新的主动力，而研究涡扇式发动机目前仍是推动航空动力技术发展的重要研究方向。

世界上第一个成功运行的涡扇式航空发动机是由Daimler-Benz在德国开发的，但因技术受当时条件所限，以及第二次世界大战的原因，没有取得进一步发展。世界上第一次批量生产的涡扇发动机为英国Conva,该型号发动机于1959年搭载于VC-10、DC-8和波音707客机实现民用领域实用。后来，涡扇发动机向着两个不同的方向发展，一个方向是低旁通比的军用加力涡轮风扇发动机，现在已经开发到了10级推重比，另一方向是高涵道比的涡扇发动机，而高涵道比涡扇发动机的投入使用使得客机的体型可以增大数倍，载客量大大提升，客机走向大型化。最新的民用涡扇发动机是普·惠公司的PW-80 00，涵道比达到11，耗油率相较其他发动机下降了9%。

在涡喷式发动机欣欣向荣发展的浪潮之中，针对飞机螺旋桨和直升机旋翼的动力装置也成功实现了涡轮化，这两种技术的实现衍生出两种新型航空发动机——涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。这两种发动机的工作原理基本类似，都是依靠动力涡轮将燃气发生器输出的气体的大部分可用能量转换成轴功率，螺旋桨或旋翼则依靠依靠减速器驱动，这两种新型航空燃气涡轮发动机与活塞式发动机相比，它们质更轻、振动更小、质功比更大。

随着航空技术的进一步发展，国内外航空发动机生产制造厂家都着眼于研究开发具备高性能的新型航空发动机，以适应时代的需求。而航空发动机所有零部件中最为关键部位必然是叶片无疑，目前航空发动机的发展方向主要是实现在高载荷下的航空发动机的高功率，由此造成的的是涡轮叶片的工况更加复杂、工作环境更加恶劣。因此涡轮叶片的性能水平已成为评价航空航天发动机先进水平成都的重要指标^[3]。

为了达到更高的发动机性能要求，对涡轮叶片材料性质有诸多方面的要求。涡轮叶片的材料必须满足如下几个方面的要求：轻质量、高强度、高韧性、耐高温、耐腐蚀、抗氧化等性能。而钛合金材料能满足这些要求，可以完美地替代合金钢或铝合金材料，目前航空发动机压气机轮盘、叶片等部件已广泛采用钛合金材料，结构质量大大减小，航空发动机的工作性能有了相当大的提升^[4-5]。

航空发动机部件失效往往会带来非常严重的后果，从第一次发生失效发生开始，就应该高度重视，对失效机理进行研究，以便采取有效措施解决问题。从之前发生的各类航空发动机部件失效事件中可以看出，断裂失效是最为主要的失效形式，断裂失效中绝大多数为疲劳断裂失效，其中叶片、轴、轴承和轮盘为主要断裂部件。

本文主要研究航空发动机涡轮叶片的失效行为，建立航空发动机叶片在多种工况下（启动、慢车、巡航、设计状态）的模型，利用ANSYS软件模拟其不同运转工况，分析其失效行为与机理，以此来对发动机叶片进行优化设计，提升发动机叶片性能以满足现实需求。

1.2 国内外研究现状分析

机械设备中各种零件或构件都具有一定的功能，如传递各种形式的能量、力或者运动，完成设计好的动作，维持规定的几何形状与尺寸等。而当机件在各种载荷的共同作用下无法实现所预期的功能时，称这种情形为机件的失效。由于航空发动机工作时，涡轮叶片始终在高温环境中承受着复杂载荷的作用，一旦发生失效，将会带来严重的后果，所以对涡轮叶片进行多种工况下的失效分析是十分重要的的。

近年来国内外诸多学者从多方面对航空发动机叶片进行了研究和分析，国内外学术界的研究方向与研究进展大体相同，其中对叶片振动、机械应力等方面的研究要多余对叶片热应力、蠕变等方面的研究。

王梅通过采用参数多项式方法与振荡流体力学理论计算出静叶尾迹作用在动叶至上的三维非定常气动力，将已有的关于气动力的计算方法与关于强度计算方法进行了统一化，基于工程应用，研究了转子叶片受静子叶片的振动影响，并且建立了一个适用于尾流激振情况之下预估叶片振动应力的半经验方法^[6]。

郑彤研究了航空发动机叶片刚柔耦合动力学问题，利用假设模态法对叶片的变形进行了描述，再利用Lagrangian dynamic equation建立了针对三维空间大位移运动的柔性叶片一次近似耦合动力学方程，基于所得的柔性叶片一次近似耦合模型，对关于叶片频率转向、振动频率和振型转换等问题进行了分析，验证了所提理论方法的可行性^[7]。

R.K. Mishr等人分析了航空燃气涡轮发动机中未冷却涡轮叶片的失效形式以确定引起失效的根本原因，研究了发动机的运行状态， 并对破坏叶片进行了冶金研究。得出了表面氧化导致的热疲劳裂纹是叶片失效的原因这一结论，同时发现了由于发动机控制系统中的传感器故障而在高温下引发热裂纹^[8]。

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