(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111518297.7 (22)申请日 2021.12.13 (71)申请人 太原理工大 学 地址 030024 山西省太原市迎泽西大街79 号 (72)发明人 郑晓霞　李志强　兰海强　邓强　 杨桥　刘杰　李峰　韩耀昆　 (74)专利代理 机构 太原晋科知识产权代理事务 所(特殊普通 合伙) 14110 代理人 赵江艳 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种航空发动机联装叶片强度载荷分析方 法 (57)摘要 本发明属于航空发动机 设计技术领域， 具体 涉及一种航空发动机联装叶片强度载荷分析方 法， 包括以下步骤： S1、 建立单片叶片网格模型， 建立联装载荷数据导入模型； S2、 基于有限元分 析软件， 对单片叶片分网模型进行施加载荷， 得 到单片叶片的载荷有限元分析模型； S3、 通过联 装载荷数据导入模型设置联装参数； S4、 根据联 装参数和单元叶片的载荷有限元分析模型， 生成 联装叶片有限元模型和联装载荷； S5、 读取联装 载荷， 判断内外环连接位置处温度载荷是否连 续， 若不连续， 则重新设置节点容差， 并重复步骤 S4， 直至温度载荷连续， 保存联装叶片有限元模 型。 本发明可有效缩短有限元前处理时间和计算 精度， 适用于航空发动机联装叶片有限元分析的 前处理。 权利要求书1页 说明书5页 附图4页 CN 114329769 A 2022.04.12 CN 114329769 A 1.一种航空发动机联装叶片强度载荷分析 方法， 其特 征在于， 包括以下步骤： S1、 建立单片叶片有限元网格模型， 建立联装载荷数据导入 模型； S2、 基于有限元分析软件， 对单片叶片分网模型进行施加载荷， 得到单片叶片的载荷有 限元分析模型； S3、 通过联装载荷数据导入 模型设置联装参数； S4、 在有限元分析软件中打开单片叶片模型， 读入经步骤S3处理后的联装载荷分析程 序， 生成联装叶片有限元模型和联装载荷； S5、 读取联装叶片有限元模型中的联装载荷， 判断内外环连接位置处温度载荷是否连 续， 若不连续， 则需重新设置步骤S3中的节点容差， 并重复步骤S4， 直至内外环连接位置处 温度载荷连续 为止， 保存联装叶片有限元模型。 2.根据权利要求1所述的一种航空发动机联装叶片强度载荷 分析方法， 其特征在于， 所 述步骤S1中， 建立单片叶片有限元模型包括以下步骤： S111、 分析叶片结构， 确定建模选用的单片叶片； S112、 根据叶片联装形式和数量， 对叶片进行旋转切割处 理； S113、 对选定的单片叶片进行几何 处理， 确保上 下缘板对应的面关联一 致； S114、 基于前处 理分网软件， 对单片叶片进行网格划分； S115、 将前处理分网软件处理得到的叶片分网模型导出为有限元分析软件对应的格 式。 3.根据权利要求1所述的一种航空发动机联装叶片强度载荷 分析方法， 其特征在于， 所 述步骤S3中， 通过 联装载荷数据导入 模型设置的联装参数包括： 载荷工况、 联装个数、 单联叶片个数， 单片叶片有限元模型节点最大个数和单元最大编 号， 以及上 下内环关联节点的容差 。 4.根据权利要求1所述的一种航空发动机联装叶片强度载荷 分析方法， 其特征在于， 所 述步骤S2中， 对单片叶片进行施加载荷包括气动载荷、 温度载荷和轴向力载荷。 5.根据权利要求4所述的一种航空发动机联装叶片强度载荷 分析方法， 其特征在于， 所 述步骤S2中， 对单片叶片进行施加载荷的方法为： S201、 施加气动载荷： 在专用分网工具中将气动载荷与 单片叶片有限元模型调整到重合位置， 即叶片模型与 载荷数据点完全贴合， 然后再进行气体压力载荷与单片叶片有限元模型中叶片叶盆、 叶背 表面节点的插值， 将气动载荷等效到叶盆和叶背面的节点上， 对于多个计算工况， 分别进 行 相应的气动载荷处 理； S202、 施加温度载荷： 将给定的温度场结果模型与 单片叶片有限元计算模型调整到同一位置上， 然后将有限 元计算模型的所有节 点与给定温度场结果的模 型进行温度载荷 插值， 插值的温度结果还需 在叶片有限元计算模型中进行 热传导处 理， 最终生成单片叶片温度场载荷； S203、 施加内环、 外环轴向力载荷。 6.根据权利要求1所述的一种航空发动机联装叶片强度载荷 分析方法， 其特征在于， 所 述步骤S1中， 联装载荷数据导入 模型通过 Fortran编程软件开发。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114329769 A 2一种航空发动机联装叶片强度载荷分析方 法 技术领域 [0001]本发明属于航空发动机设计技术领域， 具体涉及 一种航空发动机联装叶片强度载 荷分析方法。 背景技术 [0002]航空发动机作为飞机 的心脏， 被称为现代工业皇冠上的明珠， 是一种高速旋转的 热力机械装置。 对于发动机静子叶片， 特别是发动机涡轮导向叶片， 其位于燃烧室之后， 尾 喷管之前， 处于高温、 高压、 高转速的恶劣环 境中， 不仅要承受高速气流冲刷， 还要承受热载 荷和机械载荷等， 受载环境十 分恶劣， 因此在涡轮导向叶片结构设计中， 在保证性能的前提 下， 结构安全性、 可靠性是设计需考虑的重要因素。 为了保证导向叶片安全可靠地工作， 一 般设计为联装结构， 即几个叶片成一组， 作为一联， 共用相同的内外环， 联装叶片结构示意 见图2。 [0003]在航空发动机设计研发过程中， 为保证发动机整机结构完整性和安全可靠性， 按 照相关标准和 规范要求， 需对主要承载部件进行强度分析。 对于无论是处于高压环境中的 风扇静子叶片， 还是 处于高温、 高压环境中且易于出现烧蚀、 断裂等 故障的涡轮导向叶片来 说， 均需开展详细的强度分析工作， 包括静强度分析、 振动特性分析、 疲劳寿命分析、 持久蠕 变寿命分析等， 其中静强度分析是最先开展也是最重要的一项工作， 而载荷分析处理则是 静强度分析的前提。 [0004]本发明以处在高温、 高压极端恶劣工况下的涡轮导向叶片为例， 该 叶片在进行强 度仿真分析时， 基于涡轮导向叶片的结构和受载特点， 强度计算分析选用的载荷为叶片叶 身和叶背的气体压力、 叶片整体 （带内、 外环） 的温度载荷以及内外环的轴向力载荷等， 目前 给定的计算载荷主要针对单片叶片。 而导向叶片为联装结构， 由于单片叶片与联装叶片 刚 性不一致、 边界条件不一致等， 造成单片叶片强度应力计算结果与联装叶片计算结果差别 较大， 单片叶片计算结果不能较好模拟真实 叶片的应力。 为了使叶片计算结果与真实 叶片 工作时应力结果一致， 需采用联装叶片模型进行有限元强度分析， 因此需要对单片叶片的 载荷进行分析处 理， 需将单片叶片载荷转 化成联装载荷施加到联装结构中。 [0005]对于航空发动机涡轮导向叶片， 一般为4~6个一组构成一联叶片， 称为联装叶片， 多联叶片组件构成一环叶片， 作为发动机涡轮的一级静子叶片组件。 对于涡轮联装导向叶 片， 处于高温、 高压、 高转速的恶劣环境中， 所 受载荷极其复杂， 如气动载荷、 温度载荷、 轴向 力等， 载荷种类较多， 且载荷工况也较多 （如地面慢车状态、 最大气动 负荷状态、 最大热负荷 状态、 巡航状态等） ， 如何将多工况、 多种类载荷准确又快速地施加于联装叶片模 型上， 是叶 片强度分析前 处理中的一大技术难题。 目前常用的叶片联装载荷处理方法主要基于手动旋 转， 且需借助专门的前处理软件， 这种处理方法效率低、 耗时长， 载荷旋转过程中会造成部 分载荷遗失， 且旋转后内外环连接位置处温度场载荷会出现不连续的情况； 同时强度计算 工况点一般较多， 强度分析时一般需考虑几个或者十几个工况， 手动处理效率极低， 且精度 较低。说　明　书 1/5 页 3 CN 114329769 A 3