航空發動機葉片突丟后動載荷對螺栓強度的影響

洪亮，古遠興，雷新亮，饒云松，王樂

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

航空發動機葉片突丟后動載荷對螺栓強度的影響

洪亮，古遠興，雷新亮，饒云松，王樂

(中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500)

航空發動機使用過程中，若發生葉片丟失，除了會導致非包容性破壞外，還會產生動態載荷，從而可導致發動機的連接螺栓破壞，引發更大的故障。針對風扇試驗件試驗時因葉片丟失而引發的連接螺栓斷裂故障，計算了單個風扇葉片丟失后轉子支點處產生的動態載荷，分析了動態載荷作用下危險截面處螺栓的應力，并結合斷口分析結果驗證了分析結果的正確性。本研究成果可為航空發動機轉子在葉片丟失情況下的強度設計提供極限載荷輸入。

航空發動機；葉片丟失；螺栓；動載荷；斷裂；有限元

1 引言

隨著航空發動機性能的提高，其葉片的工作環境越發惡劣，葉片斷裂時有發生，即使是國外成熟的發動機也不能避免。如斯貝MK202發動機在英國皇家空軍使用期間，低壓壓氣機二級轉子葉片總共斷裂32起[1]。美國PW2037發動機高壓壓氣機一級葉片，在1年零4個月的時間內連續斷裂5片葉片，其中2次在2個月內連續斷裂[2]。

葉片丟失除了可能直接打穿機匣造成非包容性破壞之外，還會引發很大的不平衡響應，使聯接構件承受很大的動態載荷。為避免葉片突丟引發更大故障，文獻[3]中規定：“在最大允許穩態轉速下發生葉片飛出時，發動機不得出現下述情況：非包容著火；轉子、軸承、軸承座或安裝節的災難性損壞；超轉狀態；導管內易燃的液體泄漏；或者使發動機喪失停車能力?！蹦壳?，部分學者對葉片丟失后的機匣包容性開展了大量研究，建立了相應設計方法并進行了相關試驗驗證[4-5]，開展了葉片丟失后轉子瞬態響應方面的分析方法研究[6-9]，但對于葉片丟失后的聯接件強度評估分析方法還鮮有報道。

本文以風扇試驗件轉子為對象，研究了單個風扇葉片丟失后產生的不平衡響應，得到了支點處不平衡響應作用下的動態載荷；根據動態載荷特點，提出了一種安裝邊螺栓在動態載荷作用下的強度分析方法，并應用該方法求得了螺栓危險截面的應力，為螺栓斷裂原因分析提供了有力支撐。

2 風扇試驗件結構及故障簡介

風扇試驗件結構簡圖如圖1所示，主要由兩級風扇轉子、風扇軸、前后支撐及靜子件組成。試驗中，第二級風扇轉子的一個葉片丟失，直接導致圖中標號為4#的螺栓斷裂。4#螺栓為長D頭螺栓，故障后其斷裂形貌如圖2所示，螺栓均在螺桿上的凹槽處斷裂。斷口分析結論為螺栓被大載荷瞬時拉斷。

圖1 風扇試驗件結構簡圖Fig.1 Test rotor structure

圖2 螺栓斷裂形貌Fig.2 Appearance of fractured bolt

3 動態載荷分析

3.1 分析方法

3.1.1 支點動態載荷獲取方法

葉片掉塊或折斷飛脫時，轉子系統的響應為突加不平衡響應，屬瞬態響應，本文主要分析穩態工作轉速下的突加不平衡響應。為模擬葉片突然飛出而突加的不平衡量效果，假設不平衡響應發生的時間段在0.1～1.0 s之間，計算時后考慮支點處阻尼對動態載荷的影響，獲得不同阻尼時支點處的動態載荷。

3.1.2 動態載荷作用下螺栓安裝邊受力分析方法

動態載荷會通過支點傳遞到4#螺栓所處的安裝邊。4#螺栓的止口結構承受支點處傳來的剪力，而4#螺栓不承受剪力，僅承受動態載荷產生的彎矩。在該動態載荷作用下，安裝邊處的彎矩大小可利用理論力學的方法求得。安裝邊受力分析如圖3所示。

由于轉子為對稱結構，故只需分析水平或垂直方向上的受力。根據受力分析，垂直方向的平衡方程式為：

圖3 4#螺栓所處安裝邊受力分析圖Fig.3 Force analysis of bolt 4#mounting side

根據公式(1)可求得安裝邊處垂直方向合力FX與水平方向彎矩MY大小，同理可得水平方向合力FY與垂直方向彎矩MX大小。代入公式(2)，可求得安裝邊合力與彎矩的絕對值。

3.2 分析結果

3.2.1 支點動態載荷分析結果

利用軸承單元中的支點監測功能，獲得支點動態載荷隨時間的變化。圖4、圖5分別為前支點阻尼等于2 000(N·s)/m和10 000(N·s)/m時，前后支點動態載荷隨時間的變化曲線?？梢姡涸谌~片丟失后瞬間，支點動態載荷會瞬間升高，然后在阻尼作用下趨于穩定；阻尼越大，支點動態載荷趨于穩定所需時間越短。

圖4 前支點阻尼為2 000(N·s)/m時前、后支點動載荷變化曲線Fig.4 The change of dynamic loads at the damp of 2 000(N·s)/m

圖5 前支點阻尼為10 000(N·s)/m時前、后支點動載荷變化曲線Fig.5 The change of dynamic loads at the damp of 10 000(N·s)/m

3.2.2 動態載荷作用下安裝邊螺栓分析結果

前支點在兩種阻尼下安裝邊載荷隨時間的變化曲線如圖6、圖7所示?？梢姡趧討B載荷作用下，傳遞到螺栓安裝邊上的彎矩及外力也是瞬時增加，而后在阻尼作用下逐漸趨于穩定，并且阻尼對于彎矩及外力的收斂速度影響明顯。

圖6 前支點阻尼為2 000(N·s)/m時安裝邊載荷變化曲線Fig.6 The load change of bolt mounting side at the damp of 2 000(N·s)/m

圖7 前支點阻尼為10 000(N·s)/m時安裝邊載荷變化曲線Fig.7 The load change of bolt mounting side at the damp of 10 000(N·s)/m

4 動態載荷作用下螺栓應力及壽命分析

4.1 螺栓應力集中系數分析

得到動態載荷作用下的螺栓合力及彎矩后，利用EGD-3[10]中關于螺栓在外載荷作用下的應力計算方法，可以計算螺栓最大名義應力。為避免螺栓凹槽結構處應力集中導致局部應力過大，需考慮螺栓疲勞問題。螺栓有限元模型如圖8所示，在圖中C面分別施加拉力或扭矩，得到螺栓的應力集中系數(局部應力與名義應力之比)，如表1所示。

4.2 動態載荷作用下的螺栓應力分析

在不同支點阻尼時的動態載荷作用下，螺栓危險截面名義應力隨時間的變化曲線如圖9所示，凹槽處局部應力隨時間的變化曲線如圖10所示。根據圖中應力隨時間變化的特點，將應力分為三個階段(圖9(a)中的A、B、C三段)對螺栓進行評估：在A點評估螺栓的靜強度，在B區評估螺栓的低周疲勞壽命，在C區評估螺栓的高周疲勞壽命。

根據計算結果可以看出，在0.1 s后，危險截面的名義應力和局部應力都發生了巨大的變化。4#螺栓安裝截面在葉片丟失后，危險截面的名義應力745 MPa，未超過材料的拉伸強度極限1 080 MPa，滿足靜強度要求?？紤]應力集中效應后，螺栓凹槽處局部應力在葉片丟失后瞬時接近2 000 MPa，壽命評估求得螺栓的壽命為4個循環。由此可見，螺栓在動載荷作用下會很快失效斷裂，并且由于螺栓的壽命循環數極少，斷裂性質應與瞬斷類似。

圖8 螺栓有限元模型Fig.8 The finite element model of bolt

表1 螺栓應力集中系數Table 1 Bolt stress concentration coefficient

圖9 葉片丟失前后螺栓名義應力隨時間的變化曲線Fig.9 Bolt nominal stress versus time before and after blade-out

圖10 葉片丟失前后螺栓局部應力隨時間的變化曲線Fig.10 Bolt local stress versus time before and after blade-out

5 結論

(1)葉片丟失后，螺栓在承受正常載荷的基礎上會疊加一動態載荷。根據載荷特點，應從螺栓的靜強度、低周疲勞壽命及高周疲勞壽命三方面，對螺栓進行強度壽命評估。

(2)理論分析與斷口分析結果一致，證明了本文計算分析葉片丟失后動態載荷方法的正確性。

(3)試驗結果及理論分析結果均表明，葉片丟失后產生的動態載荷對航空發動機安全影響巨大，在相關零部件評估時應考慮該極限載荷的影響。

[1]民用斯貝發動機的可靠性[C]//.斯貝發動機第十屆用戶會議文集.安中彥，譯.1980.

[2]王通北，沈丙炎.對國軍標GJB241-87《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》的一些修改建議[J].航空發動機，1995，21(4)：40—49.

[3]GJB/Z 101-1997，航空發動機結構完整性指南[S].

[4]于亞彬，陳偉.模型機匣/葉片的包容性數值分析[J].航空動力學報，2005，20(3)：429—433.

[5]龔夢賢，王旅生，曹風蘭.葉片包容性試驗研究[J].航空動力學報，1992，7(2)：144—146.

[6]蔣書運，陳照波，須根法，等.航空發動機整機瞬態動力特性分析[J].哈爾濱工業大學學報，1998，(2)：4—6.

[7]Shmotin Y N，Gabov D V，Ryabov A A，et al.Numerical analysis of aircraft engine fan blade-out[R].AIAA 2006-4620，2006.

[8]Sinha S K，Ojha S.Rotordynamic analysis of asymmetric turbofan rotor due to fan blade-out event with contact-im?pact rub loads[R].AIAA 2012-1481，2012.

[9]Lawrence C，Carney K，Gallardo V.Simulation of aircraft engine blade-out structural dynam ics[R].NASA/ TM-2001-210957，2001.

[10]國際航空編輯部.斯貝MK202發動機應力標準(EGD-3) [M].北京：航空工業出版社，1979.

Effects of dynamic load on aero-engine bolts after blade-out

HONG Liang，GU Yuan-xing，LEI Xin-liang，RAO Yun-song，WANG Le
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

If aero-engine blade-out occurs in engine operation,it may cause engine connecting bolts fail?ure besides the non-containment destruction.By calculating the dynamic loads after a single blade-out,the bolt stress of the dangerous section caused by dynamic loads was analyzed.Combining with fracture analy?sis results,it can be found the theoretical analysis is correct.This research provides a theoretical basis for the safe operation of aero-engine rotor.

aero-engine；blade-out；bolt；dynamic loads；fracture；finite element model

V231.9

A

1672-2620(2016)01-0021-04

2014-03-15；

2015-01-16

洪亮(1989-)，男，回族，四川新都人，助理工程師，碩士，主要從事航空發動機強度及壽命研究工作。