葉片內外流耦合分析在渦輪導葉開裂排故中的應用

薛偉鵬，黃康才，蘇云亮

（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

葉片內外流耦合分析在渦輪導葉開裂排故中的應用

薛偉鵬，黃康才，蘇云亮

（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

針對航空發動機渦輪導葉開裂故障，通過對故障葉片沖擊冷卻后腔與主流流動的耦合分析，得出了故障的主要原因：故障部位內腔沖擊冷卻的冷氣流速較低、冷氣流量分配不均導致冷卻不足，長時間高溫工作后，內外壁壓差使得葉背區域發生蠕變變形，最終形成鼓包并開裂。通過調整沖擊孔徑、孔數和孔排布，使得沖擊冷氣的流量分配更均勻，沖擊流速更高，更有效地冷卻葉片壁面，減小葉片后腔內外壁壓差。初步計算驗證表明，該改進措施有效。

航空發動機；渦輪；導葉后腔；蠕變；裂紋；沖擊冷卻；冷氣流量分配；壓差

1　引言

目前先進航空發動機燃燒室出口總溫可達2 000 K以上，遠超常規金屬材料所能承受的最高溫度。高壓渦輪導向葉片直接處于燃燒室出口高溫氣流中，極易產生裂紋。葉片裂紋產生的原因主要有四種：一是由于發動機起動-停車過程中，葉片表面受熱不均產生很大的熱應力，從而出現熱疲勞裂紋；二是由于穩態工作過程中局部高溫或冷卻不足，造成超溫過燒裂紋；三是由于高溫熱腐蝕引起的裂紋；四是氣膜孔再鑄層引起的裂紋［1］。以往的葉片裂紋故障排查，隋俊友等［2］通過換熱分析，確定了導葉裂紋故障為冷卻不足造成的過燒裂紋。姚四偉等［3］通過氣熱耦合分析，確定了無冷卻渦輪葉片的易燒蝕部位，同時認為燃燒室出口溫度分布不均導致了葉片的燒蝕。錢惠華等［4］在確定裂紋屬典型疲勞裂紋的基礎上，進行了導向器瞬態熱應力和疲勞壽命分析，明確了裂紋屬于熱疲勞故障。周卓華［5］、李權［6］等通過掃描電鏡、電子顯微鏡等分析了裂紋產生的原因。此外，文獻［1］還給出了FWP14高壓導葉、WZ8二級導葉的燒蝕故障現象和原因，均是由燃燒室故障產生的富油燃燒所致。

某型發動機在長試過程中，高壓渦輪導葉葉背斜切口區域，對應于后腔位置，出現了壁面鼓包開裂現象。由于開裂位置和形式與上述案例都有較大差異，無法直接借鑒上述排故經驗。為此，本文針對該故障現象，通過開展葉片后腔與主流流動的耦合分析，了解內流的流動狀態和冷氣流量分配，進而找出故障原因并提出改進措施。

2　故障現象及初步分析

該故障導葉后腔的冷卻結構如圖1所示，葉背內側利用一個沖擊導板，在導葉后腔形成一個狹小的沖擊腔。沖擊導板上共有7排沖擊孔，前5排沖擊孔孔徑為0.25 mm，后2排沖擊孔孔徑為0.35 mm（位于沖擊導板尾緣位置）。冷氣通過沖擊孔沖擊到葉片內壁，再沿橫向肋形成的橫向通道向下游匯集，流經3排叉排擾流柱后從葉片尾緣劈縫進入主流。葉盆側還有3排氣膜孔。該冷卻結構中，沖擊導板抵靠在橫向肋上，通過橫向肋的高度來保證沖擊腔的沖擊距離。圖2為故障葉片實物照片，可見在葉片斜切口位置，葉背側出現鼓包開裂現象，其位置大致與后腔第1、第2排沖擊孔位置對應。

圖1　導葉后腔冷卻結構Fig.1 The cooling design of stator aft-cavity

本次故障與文獻［7］給出的故障模式有一定相似之處，導葉后腔葉背處鼓包。文獻［7］分析認為，葉片在內外壓差作用下，葉片壁面會發生蠕變鼓包，這也可能是本次故障的一個主要原因。另外，由于出現故障的多個葉片的故障部位都一致，由此可排除流場不均勻性影響，初步推測故障與該處內外流的流動和換熱有關，而周圍涂層發白變色也表明該處存在過熱的可能性。本文針對壓差導致蠕變和局部過熱兩種可能性，分析故障部位內流流動狀態和冷氣流量分配、內外流壓差，以了解故障發生原因，并提出改進措施。

圖2　故障葉片實物照片Fig.2 The photo of the crack on stator

3　計算模型

本文的關注重點在于把握葉片后腔沖擊腔故障部位的冷氣流量分配、流動狀態和內外流壓差。傳統的流體網絡法依賴于經驗模型的給定，且難以對同一個沖擊腔中不同沖擊孔的流量分配進行識別，加之后腔的流動狀態很大程度上取決于尾緣劈縫位置的主流壓力。因此，為更準確地評估后腔內部的流動狀態，本文開展該導葉后腔冷卻流動與主流流動的耦合分析研究。

分析該導葉后腔的流動模型可知，導葉后腔的流動狀態主要取決于各排沖擊孔的尺寸、沖擊距離、擾流柱尺寸、劈縫面積以及主流背壓等。由于該渦輪導葉內外腔結構復雜，尺寸差異很大，沖擊孔、氣膜孔數量眾多，整個計算域的分網工作量非常巨大，需對該計算模型進行簡化。簡化原則是保證上述影響后腔流動狀態的主要參數與原型一致。因此保持沖擊孔、擾流柱的幾何尺寸不變，根據各排孔柱的數量比例，將葉盆氣膜孔、前5排沖擊孔、后2排沖擊孔、擾流柱之間的數量比簡化為6：4：2：2，以確保沖擊孔、擾流柱區域和尾緣劈縫處的流動與真實情況相似。主流計算域取相應的1/6流道高度。

為減小網格劃分難度和網格量，將整個計算域根據內外流的流動情況分成四個子域（圖3（a）），不同子域之間再通過內部交接面關聯，以便進行數據傳遞。計算域的建模采用自編內腔參數化建模程序生成。針對上述四個計算域，分別采用ANSYS Work?bench 14.5進行網格劃分。主流計算域因幾何形狀較為簡單采用六面體為主的網格進行劃分，其余計算域均采用四面體網格進行劃分，最終生成的各個子域的網格見圖3。網格單元數分別為：主流區域57.9萬，內腔175.2萬，沖擊孔、沖擊腔、擾流柱等217.6萬，葉片表面附面層和葉盆側氣膜孔168.9萬。主流區域上下端壁采用對稱邊界，葉片壁面為無滑移邊界，氣膜孔、沖擊孔與內腔，內腔與尾緣劈縫之間均采用內部交接面進行連接。內腔上下端面給定為冷氣進口邊界。

圖3　計算域和計算網格Fig.3 The calculation domain and grid

4　原型冷卻結構流動分析

圖4為沖擊腔內的流線。由于靠近下游的沖擊孔背壓更低，因此靠近下游的沖擊孔氣流進入沖擊腔后，流體較為順暢地向下游流動。上游的沖擊孔氣流則較為混亂地在沖擊腔內流動，形成明顯的旋渦，流速較低，相應的沖擊對流冷卻效果較弱。圖5為沖擊腔壁面的靜溫分布。冷氣沖擊壁面，在駐點位置流速較低，產生較高的壁面靜溫，隨后冷氣向四周加速流動，形成圍繞駐點的環狀低溫區域。該區域面積越大，溫差越大，則表明沖擊冷卻效果越好。圖中可見，前5排沖擊孔在葉背上形成很小的沖擊區域，大部分壁面未受到沖擊冷卻的影響，保持較高的壁面靜溫；第6排沖擊孔孔徑大且更靠近尾緣劈縫，背壓低，沖擊冷氣流速較高，因此形成兩個明顯的沙丘型冷卻區域，具有較好的冷卻效果，但冷卻區域有限；第7排沖擊孔位于沖擊腔尾緣，冷氣未經沖擊壁面即向下游流動，因此未在壁面上形成對應的沖擊區域，也未對葉片壁面進行冷卻。由此可見，前5排沖擊孔沖擊冷卻效果弱，第6排沖擊孔冷卻范圍有限，第7排沖擊孔未對壁面進行冷卻，都無法對故障部位進行充分冷卻。

圖4　原型冷卻結構沖擊腔內的流線圖Fig.4 The stream line of the impingement cavity

圖5　原型冷卻結構沖擊壁面的靜溫分布Fig.5 The static temperature distribution of the impingement cavity

表1給出了原型各沖擊孔的流量分配。前5排沖擊孔流量分配較為均勻，都為主流流量的0.4%左右；但是后2排不直接冷卻故障部位的沖擊孔，其單排沖擊孔冷氣流量達主流流量的0.8%左右，占總的沖擊冷氣量的45%。由此可見，該葉片后腔的大部分冷氣，未對葉背關鍵區域進行充分冷卻。

表1　原型冷卻結構的主要流動參數Table 1 The primary flow parameters of the baseline cooling design

圖6為導葉后腔內外壁的靜壓分布。故障部位正好位于內尾緣激波后、開始加速降壓的斜切口區域，與之相對應的內壁區域為第1、第2排沖擊孔的沖擊靶面，可見該處葉片內外壁靜壓差達0.9 MPa。隨著流動向下游發展，主流流動持續加速，外壁面靜壓降低，內壁靜壓變化較平緩，葉片內外壁壓差進一步增大，到尾緣沖擊孔位置壓差達1.0 MPa，使得葉背面承受著很大的指向外壁的壓力。

圖6　原型冷卻結構后腔內外壁壓差分布Fig.6 The pressure difference distribution of the aft-cavity

綜上所述，故障部位沖擊冷氣流量較小、沖擊流速較低，導致故障區域冷卻不足；葉片后腔內外壁存在大的壓差，長時間高溫工作后，導致葉背產生蠕變，鼓包變形，最終在鼓包部位產生裂紋。因此，針對該故障，應從流動角度入手，提高葉背沖擊孔冷氣流量和流速，改善葉背冷卻，減小內外壁之間壓差。

5　改進措施

根據上述分析，為提高冷卻效果，應增大上游沖擊孔孔徑，同時取消沖擊導板尾緣位置的沖擊孔，以提高上游沖擊孔流速和增大壓降，使沖擊腔中流動更順暢，沖擊區域更均勻。據此，設計了多組不同沖擊孔徑和孔排數的方案，并進行流動對比研究，獲得了較好的改進方案。改進方案主要結構參數為：保持沖擊孔的位置不變，前5排沖擊孔孔徑由0.250 mm增加至0.410 mm，去掉第6排沖擊孔，原尾緣的第7排沖擊孔孔徑由0.350 mm增加至0.387 mm。

表2為改進方案與原型的內外流流動參數對比。可見，改進方案的主流工作狀態與原型一致，主流流量和出口馬赫數、葉盆面氣膜孔冷氣流量均保持不變，葉背面沖擊冷氣流量略有降低，后腔總冷氣流量相比原型降低約0.2%。流經尾緣劈縫的冷氣總壓損失增加，出口馬赫數有所降低。

表2　改進方案與原型的主要流動參數對比Table 2 The primary flow parameter of improvement design and the baseline design

圖7示出了各排沖擊孔的冷氣流量分配。圖中，橫坐標表示不同沖擊孔，縱坐標為各孔冷氣流量相對于主流進口流量的比例。可見，原型前5排沖擊孔流量較一致，這是由于第6排沖擊孔堵塞了前5排沖擊孔的流動，使沖擊腔內流速降低，各沖擊孔背壓較為一致。改進方案前5排沖擊孔的冷氣流量提高了主流流量的0.1%以上，且越靠近下游冷氣流量增加越多；最后1排沖擊孔流量降低。這說明沖擊腔內流動更加順暢，流量分配更合理，有利于在故障部位形成更好的沖擊冷卻效果。

圖8為改進方案葉背內壁的靜溫分布。相比圖5可以看出，改進后的方案冷氣沖擊范圍明顯增加，基本覆蓋了整個后腔的葉背壁面，流體靜溫也有所降低。結合上述各孔的流量分配變化，都說明該措施對葉背冷卻更為有效，可以確保葉片安全可靠工作。

圖7　各排沖擊孔的冷氣流量分配Fig.7 The mass flow distribution of different impingement holes

圖8改進方案沖擊壁面的靜溫分布Fig.8 The static temperature distribution in the impingement cavity of the improved scheme

圖9為改進方案與原型葉背內外壁面壓差的對比。由于改進方案提高了沖擊腔內的流速，因此沖擊腔內靜壓降低，葉片內外壁面壓差減小約10%。此外，沖擊孔對應的靶面，其靜壓出現明顯的峰值分布，沖擊壁面的滯止壓力更高，這說明冷氣的沖擊效果更明顯。綜上所述，改進方案故障區域的冷氣流量增加，冷卻效果更好，內外壁壓差減小，有利于解決本文所述故障。

圖9　改進方案后腔內外壁壓差分布Fig.9 The pressure difference distribution in the impingement cavity of the improved scheme

6　結論

針對試驗出現的導葉葉背燒鼓開裂現象，采用簡化模型，開展了導葉后腔與主流的耦合影響研究。根據內腔的流動狀態，得出了該故障的故障模式，并提出相應改進措施。研究表明：

（1）冷氣分配不合理是導致故障發生的主要原因。從冷氣在各個沖擊孔的流量分配看，原型45%的冷氣未對故障部位進行充分冷卻，從尾部沖擊孔排出，使得通過葉背沖擊孔的流量較少、流速較低，對故障區域的沖擊冷卻效果不明顯。

（2）葉片后腔內外壁存在大的壓差，長時間高溫工作后，葉背產生蠕變鼓包變形，最終在鼓包部位產生裂紋。

（3）通過增加上游沖擊孔徑，取消一排對流動起阻礙作用的沖擊孔，有效調節了冷氣流量的分配，起到了更好的冷卻效果。

（4）葉片內流流量、流阻分配的流動設計對葉片的可靠冷卻設計有著重要意義，采用內外流耦合分析方法可獲得內外流真實、詳細的流動信息，可用于葉片內腔各冷卻元件的匹配設計，從而獲得高效、高可靠性的冷卻設計方案，應將其作為冷卻設計的一種重要手段。

［1］ 劉慶瑔.航空發動機葉片制造技術及失效分析［M］.北京：航空工業出版社，2011.

［2］ 隋俊友，張錦，劉興洲.渦扇發動機渦輪導向器故障分析［J］.推進技術，2000，21（1）：36—38.

［3］ 姚四偉，張力先，李建軍.某型發動機渦輪葉片燒蝕故障分析與預防［J］.失效分析與預防，2006，1（4）：27—29.

［4］ 錢惠華，李海，程滔，等.渦輪導向葉片熱疲勞分析［J］.航空動力學報，2003，18（2）：186—190.

［5］ 周卓華，朱蓓蒂.渦輪導向葉片的失效分析［J］.材料工程，1995，40（2）：45—47.

［6］ 李權，張棟，王洪偉.發動機渦輪導向器葉片掉塊分析［J］.失效分析與預防，2006，1（4）：23—26.

［7］ Halila E E，Lenahan D T，Thomas T T.High pressure tur?binetesthardwaredetaileddesignreport［R］.NASA CR-167955，1982.

Application of the flow coupling analysis inside and outside of the blade for turbine stator crack failure

XUE Wei-peng，HUANG Kang-cai，SU Yun-liang

（China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

Through the flow coupling analysis of the aft-cavity and the main flow passage for the crack sta?tor，the main reasons for the crack were that the un-even mass flow distribution of impingement and the low velocity of the impingement caused the shortage of cooling，after long duration of working under the high temperature and the high pressure difference in and out of the blade wall，a bulging of the wall formed and then cracked.And the improvement design by the adjustment of the radius，number and arrangement of the impingement holes was used to make the mass flow distribution of impingement more even，improve the im?pingement velocity for a more effective coolant for the stator.Another effect of the improvement was the re?duction of the pressure difference outside and inside the stator.The improvement design was proved to be valid by calculation.

aero-engine；turbine；the aft-cavity of stator；creep；crack；impingement cooling；mass flow distribution of impingement；the pressure difference

V232.4

A

1672-2620（2016）04-0001-05

2016-05-11；

2016-07-06

薛偉鵬（1984-），男，福建漳州人，工程師，碩士，主要研究方向為渦輪氣動設計及先進技術。