航空发动机转子自动化压装工艺设计与分析.pdf

第21卷第4期2023年8月Vol.21 No.4Aug.2023中 国 工 程 机 械 学 报CHINESE JOURNAL OF CONSTRUCTION MACHINERY航空发动机转子自动化压装工艺设计与分析赵哲，叶茂（中国航发沈阳发动机研究所装配研究室，辽宁 沈阳 110015）摘要:为提高航空发动机转子连接刚度的工作可靠性，设计一种新型自动化压装连接工艺，通过压装转子盘片和联结轴的作用力、反作用力，实现转子轴拉长压紧。研制发动机转子自动化压装设备，在线测量联结轴的伸长量，控制转子压装的位移精度和连接刚度，对设备重要承力构件立柱、横梁进行强度与变形校核，确定设备结构尺寸的安全性。对发动机转子关键结构件后轴颈进行静力学分析，研究在现有压力载荷施加下，后轴颈弹塑性结构变化，为转子压装工艺设计提供理论数据支持，同时转子自动化压装工艺为其他型号发动机转子类似结构的连接工艺设计提供参考。关键词:航空发动机；转子连接；自动化压装；刚度；静力学中图分类号:V 263.2 文献标志码:A 文章编号:1672-5581（2023）04-0328-05Process design and analysis of automated press assembly for aero-engine rotorZHAO Zhe，YE Mao（Assembly Laboratory Shenyang Engine Research Institute，Aviation Engine Corporation of China，Shenyang 110015，Liaoning，China）Abstract：To increase the connect stiffness and running reliability of aero-engine rotor，a new automated press assembly connect process is designed.Through action and reaction forces between pressing rotor discs and shafts，rotor shaft is elongated and compressed.The automated press assembly equipment of engine rotor is developed，which can measure the shaft elongation online to control the rotor displacement accuracy and connect stiffness of press assembly.And the strength and deformation of the columns and beams of the important load-bearing components of the equipment are checked to make sure the safety of equipment structure dimension.The statics analysis is performed on the rear journal of the key engine rotor structure and the research on the structure change of the elasticity and plasticity is made in the present pressure situation，which will afford the theoretical data support on the rotor press assembly process.The automated press assembly for aero-engine rotor is making references on other similar structures of engine rotor connect process.Key words：aero-engine；rotor connect；automated press assembly；stiffness；statics 转子作为航空发动机的核心部件，为航空发动机提供主动推力及电力，一般分为压气机转子和涡轮转子。压气机转子的作用是把从涡轮传来的扭矩传给转子叶片，并带动叶片在高转速下高效率工作，持续压气作功1；涡轮转子一般连接在压气机转子的后端，作用是将高温燃气中的部分热能和势能转换成机械功，驱动压气机和附件工作1。发动机转子一般由转子叶片、轮盘、轴和一些连接件组成，其连接质量的优劣直接关系到发动机的工作性能和可靠性，对发动机工作寿命和安全至关重要。刘长福等1-2介绍了航空发动机转子总体结构设计，总结了常规发动机转子连接方式；李超等3-4作者简介：赵哲（1987），男，高级工程师，硕士。E-mail：sky_第4期赵哲，等：航空发动机转子自动化压装工艺设计与分析提出了一种新的转子结构布局优化方案，可减小结构质量，提高推质比；单福平等5-6对航空发动机转子结构的装配偏差进行建模分析与工艺优化，提高了转子装配精度；刘君等7通过优化转子各部件之间的安装角度，达到控制转子不同心度和初始不平衡量的目的；Klocke等8提出一种基于航空发动机组件形位公差的智能化装配方法；刘思佳等9-10提出了一种新的基于自动装配的航空发动机柔性装配平台，可实现发动机数字化装配。在分析国内外发动机转子结构设计和装配工艺研究现状中，对结构优化、尺寸偏差、精度匹配、自动化装配均有研究，但很少有对发动机转子连接工艺的技术研究，该领域尚处于空白。本文提出了一种对航空发动机转子的自动化压装工艺方法，针对某型号发动机转子结构，研制自动化压装设备，利用液压伺服控制系统，可实现发动机转子的高质量压装和压装位移的在线实时精密测量，经设备强度校核和转子静力学分析，初步满足转子压装工艺设计要求，可提高发动机转子连接刚度和工作寿命。1 转子结构分析 某型发动机风扇转子由三级叶轮组成，每级叶轮由叶片、叶盘组成，三级叶轮通过端齿配合，三级盘右端通过端齿与后轴颈进行配合，中心使用联结轴连接，联结轴通过前、后螺母与一级盘和后轴颈进行螺纹连接，并在中间设置前、后楔块，如图1所示。发动机转子装配时，工艺要求以后以轴颈后端面 B 面为基准，对一级盘前端面 A 面进行轴向压紧，此时对前螺母进行拧紧，当压力释放后，一级盘将恢复弹性变形，通过前螺母螺纹传递到连接轴上，实现联结轴的轴向拉长，达到增加整个发动机转子结构刚度的目的。通过结构分析发现，发动机转子发生变形轴向压紧，主要是因为转子后轴颈发生弹性位移较大，使得三级转子组件共同向后，完成转子组件的整体压紧，分析后轴颈的弹塑性压装变形状态对发动机转子的压装工艺设计至关重要。2 压装工艺设计 2.1压装工艺原理首先对发动机转子进行轴向加载，进行转子压缩，以一级盘前轴颈基准面A进行定位，对转子后轴颈基准面B施加压装力，此时后轴颈参考面C会产生向后位移l，当l达到参考位移要求时，拧紧转子前螺母；然后卸去载荷，转子受后轴颈将发生回弹，通过反向作用前螺母，实现联结轴伸长，此时测量联结轴伸长量（图1）；同时监测参考位移变化，符合尺寸要求结束，否则重新调整加载力，再次操作。2.2压装设备设计转子压装设备样机如图2所示，在发动机转子上方，利用横梁以转子前轴颈基准面A进行轴向和柱面定位，在转子后轴颈下方，以基准面B进行轴向和柱面定位，并通过液压缸提供驱动力压紧转子，传感器a用于测量联结轴伸长量，传感器b用于测量后轴颈参考面位移。横梁通过两侧的立柱进行固定，立柱两侧设置固定螺母，横梁可从立柱上拆卸下来。转子上方需要预留扳拧螺母、变形量测量等操作空间，因此将液压缸安装于工件下方，在横梁上开设操作孔。图2压装工艺设计Fig.2Designation picture of pressing process图1发动机转子装配结构Fig.1Schematic diagram of assembly structure for engine rotor329第21卷中 国 工 程 机 械 学 报2.3设备强度校核设备的主要承力部件是立柱和横梁，为确保可行性，需对两者的强度进行估算。简化后的受力情况如图3所示，以2根立柱，横梁跨度M=3 m，横梁最大高度L=3 m，最大加载力F压=1 000 000 N的状态进行计算。2.3.1立柱和横梁之间的连接强度估算立柱与横梁之间通过立柱表面的螺纹固定，通过螺纹和压紧螺母连接，估算立柱和横梁之间的连接强度，即估算螺纹连接强度。按设备尺寸，初步选择 GB/T 1932003 螺纹直径 d=200280 mm，螺距 t=6的螺纹，螺纹牙尺寸按 GB/T 1922003。螺纹强度计算公式如下：剪应力为=PLkzd1bz（1）正应力为=3PLhkzd1b2z（2）当量应力为eq=12+32（3）式中：PL为螺纹所受的轴向力，按 2 根立柱计算，单 根立柱轴向力 F立=1/2F压=500 000 N，即 PL=500 000 N；b为螺纹牙根部宽度；t为螺距；z为旋合圈数，计算中取 4 圈；h 为螺纹牙的工作高度，h=58H；H 为螺纹原始三角形高度，H=32h；d1为外螺纹小径；kz为安全系数，内、外螺纹均为钢，kz1/51/3，为保证安全性，本处选最不利情况，kz1/5。计算得不同螺纹直径应力，见表1。从螺纹应力计算结果看，选用普通钢材，螺纹强度可以满足使用需求。2.3.2立柱的强度和拉伸量估算以立柱表面螺纹最小直径处的危险截面直径作为立柱的直径进行估算。危险截面应力为w=4PLkzd21（4）立柱伸长率为=wE（5）立柱伸长量为L=L（6）式中：L为立柱长度；E为材料弹性模量，碳钢弹性模量E=196216 GPa，计算时，选择E=200 GPa。从立柱拉应力和伸长量计算结果看，选用普通钢材即可满足设计需求，见表2。2.3.3横梁的强度和变形估算如图4所示，横梁采用两块侧板组合的结构设计，侧板位于横梁两侧，每个侧板竖直方向高度为a（a=400 mm），厚度为b（b=40 mm），宽度M=3 m，横梁中部受设备加载力最大值F压=1 000 000 N，两端被立柱及连接件完全固定。对单侧的横梁侧板进行受力分析，单侧横梁侧板中部受力为1/2F压=500 000 N，横梁的最大弯矩、应力、位移均出现在中心位置，计算公式如下：最大弯矩为Mmax=FM4（7）图3横梁和立柱受力Fig.3Schematic diagram of forces on beams and columns表1不同螺纹应力Tab.1Different thread stressesd/mm200220250280/MPa228207181161/MPa494448393349eq/MPa633574503448表2立柱截面应力和伸长量Tab.2Stress and elongation of column sectiond/mm200220250280w/MPa85695342L/mm1.31.00.80.6330第4期赵哲，等：航空发动机转子自动化压装工艺设计与分析最大应力为max=MmaxW（8）最大位移量为fmax=FM3192EI（9）式中：F 为单侧横梁侧板中心位置的压力，F=500 000 N；L为横梁跨度，取3 m；W为截面抗弯系数，W=a2b6；I为截面惯性矩，I=a3b12。计算结果见表3。从计算结果看，选用普通钢材即可以满足设计需求。3 静力学有限元分析 通过对发动机转子结构分析，以转子后轴颈为研究对象，对后轴颈进行有限元静力学分析，分析在压装力作用下，后轴颈形位变化特征。采用四面体网格划分，设置边界条件：对后轴颈后端面施加固定约束，对端齿施加600 kN的作用力，变形云图如图5所示。后轴颈变形最大发生在端齿后侧端面，变形并不完全均匀，原因为端齿并不是完全均匀设计，一处端齿采用定位基准设计，尺寸较宽。变形最大为5.898 mm，位置发生在最大定位端齿处。为进一步分析后轴颈整体变形和应力变化特征，以最大端齿附近螺孔为起始点，顺时针共24点位置，整理后轴颈变形和应力变化曲线，如图6所示，后轴颈变形（端齿后侧端面）平均为4.545 mm，变形位置基本呈对称分布，考虑到受后轴颈后轴两端锁片槽影响，导致对应位置刚度有偏差，但符合压装工艺设计要求。如图7所示，建立后轴颈螺孔和端齿后侧端面两处位置应力曲线，可发现螺孔处应力均超过材料屈服点945 MPa，但由于螺孔结构应力集中特点，可不考虑。端齿后侧端面应力最大为1 045 MPa，最小为815 MPa，均值为971 MPa，小幅度超过材料屈服点，说明在发动机转子压装过程中，局部结构将发生塑性变形，压力卸载后，无法恢复原有状态，应适当减小压装力，或者优化后轴颈结构，提高机件刚度，保证转子在压装过程中，处于弹性变形状态，满足压装工艺设计需求。图4横梁Fig.4Schematic diagram of cross beam表3横梁最大应力和变形Tab.3Maximum stress and deformation of cross beamMmax/（N m）375 000max/MPa352fmax/mm1.65图5后轴颈变形云Fig.5Deformation cloud of rear axle neck图6后轴颈变形曲线Fig.6Deformation curve of rear axle neck图7后轴颈应力曲线Fig.7Stress curve of rear axle neck331第21卷中 国 工 程 机 械 学 报4 结论（1）针对某型发动机转子结构，设计发动机转子自动化压装连接工艺，提高发动机转子工作刚度和稳定性。（2）研制自动化精密压装设备，采用液压伺服控制系统，准确控制关键压装工艺参数，实现压装位移和伸长量的实时在线精密控制。（3）对压装设备关键结构立柱、横梁进行连接强度校核和变形估算，确定设备结构尺寸的安全性。（4）对转子主要变形件后轴颈进行静力学有限元分析，发现在现有压力施加条件下，后轴颈应力仍较大，会发生小幅度塑性变形，后续应优化改进压装工艺。参考文献：1刘长福，邓明.航空发动机结构分析 M.西安：西北工业大学出版社，2006.LIU C F，DENG M.Analysis of aeroengine structure M.Xi an：Northwestern Polytechnic University Press，2006.2陈光，洪杰，马艳红.航空燃气涡轮发动机结构 M.北京：北京航空航天大学出版社，2010.CHEN G，HONG J，MA Y H.Aeronautical gas turbine engine structureM.Beijing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press，2010.3李超，金福艺，王东，等.转子结构布局及其力学特性优化设计 J.航空动力学报，2019（2）：282-291.LI G，JIN F Y，WANG D，et al.Optimum design of rotor structure layout and its mechanical propertiesJ.Journal of Aerospace Power，2019（2）：282-291.4PARK P，GILBERT M，TYAS A，et al.Potential use of structural layout optimization at the conceptual design stage 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