[发明专利]涡轮导向器及其设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种导向器，特别是涡轮导向器。还涉及这种涡轮导向器的设计方法。 

背景技术

涡轮导向器处于恶劣的工作环境下，既要承受高温燃气流和各零件受热不均引起的较大的热应力，又要承受燃气通过导向叶片时产生的气动力以及由气流脉动所引起的振动载荷。 

参照附图3。文献“航空发动机设计手册：涡轮(第10册)[Z].黄庆南，刘泽秋，朱铭福等.北京：航空工业出版社，2000.”公开了一种涡轮导向器，其导向叶片采用螺钉端面固定的结构形式。 

文献中公开的飞机发动机涡轮导向器是由内环1，导向叶片2组成的环型结构。内环1与导向叶片2的一端通过螺栓连接，导向叶片2的另一端通过螺钉固定在端面3上。 

现有涡轮导向器导向叶片固定结构形式的缺点是，限制了涡轮导向器的热变形，结构中会产生较大的应力集中。 

发明内容

为了克服现有技术导向叶片固定结构形式应力集中的不足，本发明提供一种涡轮导向器，将导向叶片通过弹性支撑固定在端面上，可以协调涡轮导向器结构中热应力与机械应力的矛盾，降低涡轮导向器结构的应力水平。 

本发明还提供这种涡轮导向叶片的设计方法。 

本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种涡轮导向器，包括内环、导向叶片、端面和弹性支撑，所述导向叶片的一端通过螺栓与内环连接，另一端通过卡槽与弹性支撑连接，弹性支撑与端面通过螺钉固定连接，其特点是所述弹性支撑是倒U型结构或者是S型结构。 

一种上述涡轮导向器的设计方法，其特点是包括下述步骤： 

(a)建立带有弹性支撑的涡轮导向器等效简化模型，即将涡轮导向器等效简化为循环对称截锥环结构； 

(b)沿径向M+1等分弹性支撑母线，选用两端点与M个等分点作为控制顶点，选用M个等分点形成的控制顶点的第一轴向坐标Var1，第二轴向坐标Var2，……，第M轴向坐标VarM作为设计变量，采用三次样条函数对控制顶点进行拟合，获得弹性支撑的几何母线，控制弹性支撑的几何构形为倒U型结构或S型结构； 

(c)将截锥环上各单元的最大等效应力σ_max作为目标函数，建立弹性支撑几何构形的优化数学模型find:Var=[Var1,Var2,...,VarM]min:F(Var)=σmax=max{σ1,σ2,...,σENUM}s.t.Varj‾≤Varj≤Varj‾(j=1,2,...,M)]]>