某航空發(fā)動機(jī)渦輪盤定壽研究

詹祿祿

摘 要：目前，我國大多數(shù)在役航空發(fā)動機(jī)采用整機(jī)總壽命和翻修間隔期進(jìn)行壽命控制，這種控制方法不能真實(shí)地反映盤、軸類零件使用中所經(jīng)歷的低循環(huán)疲勞—發(fā)動機(jī)關(guān)鍵零件的主要失效原因，所以對關(guān)鍵件定壽是非常有必要的。本文詳細(xì)闡述了關(guān)鍵件定壽的方法，并用安全壽命法確定了某發(fā)動機(jī)渦輪盤的安全循環(huán)壽命及小時(shí)壽命。

關(guān)鍵詞：關(guān)鍵零件;渦輪盤;安全循環(huán)壽命

中圖分類號：V231.91 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）12-0057-02

目前，我國大多數(shù)在役航空發(fā)動機(jī)采用整機(jī)總壽命和翻修間隔期進(jìn)行壽命控制，其中翻修間隔期又以工作小時(shí)數(shù)和日歷期壽命表示，當(dāng)這二者之一達(dá)到設(shè)計(jì)值時(shí)，發(fā)動機(jī)將返廠修理。這種控制方法不能真實(shí)地反映盤、軸類零件使用中所經(jīng)歷的低循環(huán)疲勞—發(fā)動機(jī)關(guān)鍵零件的主要失效原因，不能準(zhǔn)確反映發(fā)動機(jī)壽命消耗。而國外為了確保飛行安全，典型的壽命控制方法是同時(shí)控制發(fā)動機(jī)翻修壽命和關(guān)鍵零件的允許使用壽命[1-2]。

關(guān)鍵件定壽，包括分析零部件工作環(huán)境、計(jì)算在該環(huán)境下使用的零部件壽命、對有代表性的零部件開展循環(huán)試驗(yàn)、基于材料性能分散度和安全裕度考慮批準(zhǔn)確認(rèn)零件壽命的全過程。目前關(guān)鍵零部件定壽的方法主要有安全壽命法、數(shù)據(jù)庫法、損傷容限法和因故退役法四種[3]，本文根據(jù)安全壽命法對某發(fā)動機(jī)渦輪盤的壽命進(jìn)行確定。

1 盤類零件定壽

使用“安全壽命法”確定盤類零件預(yù)定安全循環(huán)壽命。通過建立零件不同特征部位應(yīng)力分析的有限元模型，以及試驗(yàn)載荷分析，進(jìn)行發(fā)動機(jī)狀態(tài)的應(yīng)力分析，來確定輪盤的關(guān)鍵部位和標(biāo)準(zhǔn)循環(huán);設(shè)計(jì)試驗(yàn)組件，確定試驗(yàn)參數(shù)，對試驗(yàn)狀態(tài)下輪盤進(jìn)行應(yīng)力分析，計(jì)算各部位的應(yīng)力系數(shù);按照英軍標(biāo)Def Stan00-970-11中應(yīng)力范圍要求確定試驗(yàn)方案，并據(jù)此編制試驗(yàn)大綱，進(jìn)行試驗(yàn);根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果用“安全壽命法”確定輪盤的預(yù)定安全循環(huán)壽命，結(jié)合綜合換算率得出輪盤的飛行小時(shí)壽命。

2 某發(fā)動機(jī)渦輪盤定壽

某發(fā)動機(jī)渦輪盤見圖1，材料是鎳基高溫合金GH698，采用的是真空感應(yīng)+真空自耗的熔煉工藝，有一個(gè)中心孔及6個(gè)螺栓孔。渦輪轉(zhuǎn)子的最大轉(zhuǎn)速為17626r/min。

（1）渦輪盤標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)轉(zhuǎn)速為17626r/min，根據(jù)應(yīng)力分析結(jié)果，關(guān)鍵部位為輪盤的中心孔和螺栓孔。

（2）經(jīng)過溫度場測量后，對通過理論分析得到的瞬態(tài)溫度載荷進(jìn)行了修正，通過應(yīng)力分析得到渦輪盤關(guān)鍵部位的標(biāo)準(zhǔn)循環(huán)，見表1。

（3）疲勞試驗(yàn)方案。渦輪盤試驗(yàn)時(shí)，提高試驗(yàn)轉(zhuǎn)速、并將工作葉片作為配重葉片，試驗(yàn)組件見圖2，根據(jù)選取的試驗(yàn)參數(shù)，并考慮溫度對材料性能的影響，可計(jì)算得到輪盤的應(yīng)力系數(shù)，見表2，應(yīng)力系數(shù)合理，可按此試驗(yàn)參數(shù)進(jìn)行試驗(yàn)。

（4）試驗(yàn)結(jié)果。渦輪盤低循環(huán)疲勞試驗(yàn)共試驗(yàn)了2個(gè)輪盤。第1個(gè)盤試驗(yàn)進(jìn)行到50000次循環(huán)時(shí)，使用著色檢查方法對試驗(yàn)件進(jìn)行了表面裂紋檢測（螺栓孔未檢查），未見裂紋，試驗(yàn)進(jìn)行至51788次循環(huán)時(shí)，試驗(yàn)件破裂。第2個(gè)輪盤試驗(yàn)進(jìn)行到35000次循環(huán)時(shí)進(jìn)行分解，熒光檢查無裂紋;試驗(yàn)進(jìn)行到40000次循環(huán)時(shí)進(jìn)行分解，熒光檢查發(fā)現(xiàn)3個(gè)螺栓孔出現(xiàn)裂紋;試驗(yàn)進(jìn)行到50299次循環(huán)時(shí)，試驗(yàn)件破裂。

（5）預(yù)定安全壽命確定。按照英軍標(biāo)Def Stan00-970，輪盤類零部件使用“安全壽命法”確定其預(yù)定安全循環(huán)壽命時(shí)，考慮了應(yīng)力系數(shù)，壽命散度系數(shù)Y，由試驗(yàn)循環(huán)數(shù)N確定關(guān)鍵部位的安全壽命Fr的公式為：

N為有效試驗(yàn)循環(huán)數(shù)，其計(jì)算原則是：

1）裂紋出現(xiàn)前或出現(xiàn)時(shí)所達(dá)到的試驗(yàn)循環(huán)數(shù)。該裂紋是用常規(guī)的檢測方法可以檢測出來的（典型的是一條0.75mm的表面裂紋）。2）用試驗(yàn)到破壞或出現(xiàn)一條長裂紋的試驗(yàn)循環(huán)數(shù)除以一個(gè)1.5的系數(shù)得到。3）當(dāng)振動或其它環(huán)境影響，或者高應(yīng)力可能導(dǎo)致短的裂紋擴(kuò)展壽命時(shí)，應(yīng)給予特殊考慮。4）Y為壽命散度系數(shù)，該數(shù)據(jù)與子樣數(shù)有關(guān)，見表3。

中心孔在試驗(yàn)過程中均未出現(xiàn)裂紋，兩個(gè)盤的有效試驗(yàn)循環(huán)數(shù)分別可取為50000，40000;對于螺栓孔，第一個(gè)盤的有效試驗(yàn)循環(huán)數(shù)為：

N1=51788/1.5=34525.33;

第二個(gè)盤若按輪盤破裂循環(huán)數(shù)計(jì)算，其有效循環(huán)數(shù)為：

N2=50299/1.5=33532.67<35000（不適用）;

鑒于試驗(yàn)進(jìn)行到35000次循環(huán)時(shí)，熒光檢查無裂紋，進(jìn)行到40000次循環(huán)時(shí)，發(fā)現(xiàn)裂紋。保守取見，可把N2取為35000。

渦輪盤試驗(yàn)了2個(gè)子樣，取對數(shù)平均值壽命按分散系數(shù)Y=3.46計(jì)算，可得輪盤關(guān)鍵部位的安全壽命，另外通過綜合換算率的研究，可得該渦輪盤的綜合換算率為4，如此就得到了輪盤關(guān)鍵部位的小時(shí)壽命，結(jié)果詳見表4。

（6）該渦輪盤的安全壽命為7619次循環(huán)/1904小時(shí)。

3 結(jié)語

（1）發(fā)動機(jī)整機(jī)壽命很大程度上取決于主要零部件的壽命，零部件定壽主要應(yīng)針對包括安全關(guān)鍵件和任務(wù)關(guān)鍵件在內(nèi)的斷裂關(guān)鍵件進(jìn)行，低循環(huán)疲勞是發(fā)動機(jī)關(guān)鍵零件的主要失效原因。（2）理清了輪盤壽命試驗(yàn)載荷的確定方法和程序，以往的試驗(yàn)常采用穩(wěn)態(tài)溫度場進(jìn)行熱應(yīng)力計(jì)算，使試驗(yàn)結(jié)果偏于危險(xiǎn)，本次研究利用瞬態(tài)溫度場計(jì)算結(jié)合通過整機(jī)測量瞬態(tài)溫度場后修正瞬態(tài)溫度場計(jì)算結(jié)果的方法，給出的溫度載荷使標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)力循環(huán)的制定更為合理。（3）利用安全壽命法確定了某發(fā)動機(jī)輪盤的安全壽命，為某發(fā)動機(jī)的安全使用提供了保證條件。

參考文獻(xiàn)

[1] 美軍標(biāo)MIL-E-5007D.渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)通用規(guī)范.

[2] 英軍標(biāo)DEF STAN 00-971.飛機(jī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)通用規(guī)范.

[3] 甘曉華.現(xiàn)役航空發(fā)動機(jī)使用壽命和控制方法[M].航空工程進(jìn)展，2010.5.