航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片葉冠改型分析

□ 張江偉 □ 李 斌

中國航發(fā)西安航空發(fā)動機有限公司 西安 710021

1 分析背景

高壓渦輪部件是航空發(fā)動機中熱負荷和動力負荷最大的部件,渦輪轉(zhuǎn)子葉片的工作環(huán)境非常嚴苛。高壓渦輪徑向間隙大,渦輪前后壓差大,渦輪軸向漏氣損失較大,為減小軸向漏氣損失,提高渦輪效率,一般將渦輪工作葉片設(shè)計為帶冠結(jié)構(gòu)。

葉冠的設(shè)計極其重要,直接影響葉片的強度、振動、可靠性。國外針對葉冠開展了大量研究試驗工作,現(xiàn)役航空發(fā)動機大都采用鋸齒形葉冠設(shè)計,如F100型、F110型、AL-31F型等。

我國的航空發(fā)動機早期采用平行四邊形葉冠來提高航空發(fā)動機的性能,取得了較好的效果。我國同時也開展了鋸齒形葉冠的研究,新服役航空發(fā)動機低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片有采用鋸齒形葉冠結(jié)構(gòu),但與國外相比仍有一定差距。

某航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片為帶冠葉片,葉冠為平行四邊形。為進一步提升航空發(fā)動機的綜合使用性能,開展葉冠改型設(shè)計。筆者對葉冠改型前后航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片進行分析,以驗證改型的可靠性。

2 研究對象

筆者研究對象為某型號航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片,屬于空心氣冷式,頂部帶冠,采用樅樹型榫頭與渦輪盤連接,緣板下帶伸根,冷卻空氣由葉根孔導入,經(jīng)葉片頂部排入主燃氣流。葉冠初始結(jié)構(gòu)為平行四邊形,葉冠頂部焊有限流孔板,用以控制冷卻空氣的流量。在批量生產(chǎn)后,對葉冠進行改型,將平行四邊形改為鋸齒形。高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片如圖1所示,改型前后葉冠如圖2所示。

葉冠改型前高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片材料為K4002等軸晶高溫合金,葉冠改型后材料為DZ002M定向結(jié)晶高溫合金。兩種材料的室溫性能參數(shù)見表1,高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片各工作狀態(tài)轉(zhuǎn)速見表2。

表1 材料室溫性能參數(shù)

表2 高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片工作狀態(tài)轉(zhuǎn)速

3 數(shù)值模擬方法

基于ANSYS有限元軟件,采用Solid185四節(jié)點四面體單元對航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片結(jié)構(gòu)進行離散,建立葉片的有限元模型。平行四邊形葉冠葉片共劃分85 965個單元、24 730個節(jié)點,鋸齒形葉冠葉片共劃分90 693個單元、26 187個節(jié)點。

▲圖1 高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片

▲圖2 改型前后高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片葉冠

在約束葉片端面的擋圈位置施加軸向位移約束,在葉片每個榫齒接觸面上表面施加法向位移約束,共計十個接觸面。葉片位移約束如圖3所示。

▲圖3 高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片位移約束

4 靜強度分析

葉冠改型前后航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片葉尖變形數(shù)值模擬計算結(jié)果見表3。由表3可知,在僅考慮離心載荷影響時,葉冠改型后葉片葉尖的最大變形略大于葉冠改型前,主要原因是DZ002M定向結(jié)晶高溫合金的彈性模量小于K4002等軸晶高溫合金,即葉冠改型后葉片更軟一些,使葉片葉尖徑向變形和周向變形略大。在離心載荷與熱載荷的綜合作用下,對比葉冠改型前后葉片葉尖的變形,相差很小,主要原因是DZ002M定向結(jié)晶高溫合金的熱膨脹系數(shù)小于K4002等軸晶高溫合金,使葉冠改型后葉片葉尖的熱變形較小,不會給氣動效率帶來較大影響。

表3 葉冠改型前后高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片葉尖變形計算結(jié)果

僅考慮離心載荷時,葉冠改型前后葉片靜應力云圖分別如圖4、圖5所示。在僅考慮離心載荷作用時,葉冠改型后葉片葉背和葉盆的靜應力幅值略有減小,但變化不大,主要原因是DZ002M定向結(jié)晶高溫合金的彈性模量較小。葉冠改型后葉片伸根的靜應力集中位置略有變化,并且靜應力幅值明顯減小,主要原因是葉冠改型后葉片伸根冷卻孔的位置、形狀、結(jié)構(gòu)形式有較大變化,使靜應力分布更為均勻,降低了葉片伸根處的靜應力集中程度。離心載荷與熱載荷綜合作用時的計算結(jié)果與僅考慮離心載荷作用時相似,葉冠改型后葉片葉身的靜應力幅值略有減小,葉片伸根處的靜應力幅值減小較大。

▲圖4 葉冠改型前葉片靜應力云圖

5 振動固有特性分析

葉冠改型前后航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的共振圖分別如圖6和圖7所示,圖中k為造成氣流周向不均勻而引起二次諧波的干擾源結(jié)構(gòu)數(shù),n為葉片共振頻率階次。k線與n線的交點為可能激起葉片產(chǎn)生共振的轉(zhuǎn)速點。葉冠改型前葉片有A、B、C三個共振交點,葉冠改型后葉片有A、B、C、D四個共振交點。計算共振交點與常用轉(zhuǎn)速的頻域裕度,葉冠改型前葉片各共振點均具備大于10%的頻域裕度,葉冠改型后在最高轉(zhuǎn)速附近k為10時諧波干擾源可能會激起葉片二階振動。圖7中,共振交點C的頻域裕度很小,僅為2.7%,共振交點D的頻域裕度也較小。

▲圖5 葉冠改型后葉片靜應力結(jié)果云圖

▲圖6 葉冠改型前葉片共振圖

6 動強度分析

對各應力集中區(qū),按圖8所示古德曼曲線基于安全因數(shù)1.5進一步求得許用振動應力。σ-1為材料疲勞強度極限,σb為材料拉伸強度極限,a點為數(shù)值模擬計算得出的靜應力值,c點為安全因數(shù)為1時的許用振動應力,b點為安全因數(shù)為1.5時的許用振動應力。動強度計算結(jié)果見表4。由表4可知,葉冠改型后葉片允許振動應力更大,即葉冠改型后使航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的抗振能力有所提高。

▲圖7 葉冠改型后葉片共振圖

▲圖8 古德曼曲線

表4 動強度計算結(jié)果

7 結(jié)論

筆者采用有限元方法對某型號航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片進行研究,對比分析葉冠改型前后航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的強度及振動特性,主要結(jié)論如下;

(1)葉冠改型前后葉片變形相差較小;

(2)葉冠改型前后葉片的靜應力集中區(qū)均出現(xiàn)在葉背根部和伸根冷卻孔附近;

(3)葉冠改型后葉片使用彈性模量較小的DZ002M定向結(jié)晶高溫合金,各階固有頻率均略有降低;

(4)葉冠改型后葉片允許振動應力更大,使葉片的抗振能力有所提高。