高轉(zhuǎn)速大負荷多級軸流壓氣機試驗排故分析與驗證

任飛，徐峰，張亞，劉志剛，向宏輝，蘇廷銘，夏聯(lián)

(中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

高轉(zhuǎn)速大負荷多級軸流壓氣機試驗排故分析與驗證

任飛，徐峰，張亞，劉志剛，向宏輝，蘇廷銘，夏聯(lián)

(中國燃氣渦輪研究院，四川江油621703)

小型高速大負荷多級軸流式壓氣機設計中應用了多種先進技術，在其進行總性能參數(shù)錄取前的機械運行試驗中，試驗件第一級轉(zhuǎn)子葉片尖部出現(xiàn)多處裂紋。分別對試驗現(xiàn)象和結構強度進行分析研究，得出葉片裂紋主要是由于葉片受激勵后發(fā)生共振致使葉片出現(xiàn)高周疲勞所致。根據(jù)故障原因，對該型壓氣機試驗件結構設計方案進行優(yōu)化，并對優(yōu)化試驗件的總性能參數(shù)進行試驗錄取。結果表明，優(yōu)化后的壓氣機試驗件運行狀態(tài)良好，且各項總性能指標表現(xiàn)優(yōu)異，優(yōu)化措施可行有效。

航空發(fā)動機；高速軸流壓氣機；葉片裂紋；排故；試驗驗證；共振頻率；高周疲勞

1 引言

小型渦噴/渦扇發(fā)動機不但可作為靶機、小型無人機、巡航導彈等航空器的動力裝置，而且通過改型還可成為非航動力裝置，在船舶、戰(zhàn)車、發(fā)電等行業(yè)發(fā)揮作用。目前，小型渦噴/渦扇發(fā)動機研制面臨的技術難題，主要有新型高效高增壓比壓氣機設計、高效燃燒室火焰穩(wěn)定技術、高溫高效渦輪設計、超高速轉(zhuǎn)子研制以及新材料、整體加工技術等[1-3]。為滿足小型航空發(fā)動機的使用需求，國內(nèi)外均對小流量、高轉(zhuǎn)速小型壓氣機設計做了大量研究，并通過試驗手段對其進行了性能測試和結構驗證。本文以一臺新型多級軸流式壓氣機作為研究平臺，在其進行總性能參數(shù)錄取前的機械運行試驗中，發(fā)現(xiàn)試驗件第一級轉(zhuǎn)子葉片尖部出現(xiàn)多處裂紋。通過相關故障分析，對壓氣機氣動、結構設計進行了優(yōu)化，并對優(yōu)化后的試驗件總性能參數(shù)進行了錄取。

2 試驗件及試驗方案

該新型多級軸流壓氣機試驗件主要由進氣機匣組件、靜子組件、轉(zhuǎn)子組件、排氣機匣組件及輔助支撐組件組成。壓氣機靜子組件機匣共四級，均為整環(huán)結構。第一～第三級靜子整流器為分段扇形塊結構，采用T型結構與機匣連接；第四級靜子整流器為整環(huán)形式，直接與后測量機匣相連。轉(zhuǎn)子組件由四級整體葉盤、篦齒盤及后軸頸組成。其中傳動軸組件為三支點結構，為優(yōu)化試驗運行過程中試驗件軸向力的傳遞路徑，將其中支點作為主承力支點。

試驗在某單多級壓氣機試驗器上完成。該試驗器為敞開節(jié)流式壓氣機試驗器，承擔過多個型號的壓氣機試驗任務，運行狀態(tài)良好。試驗過程中，該試驗器由一臺3 200 kW的同步電機驅(qū)動，變頻無級調(diào)速，并通過設備傳動軸系進行兩級增速，最高運行轉(zhuǎn)速45 000 r/min；流量范圍0.5～40.0 kg/s。

數(shù)據(jù)測試系統(tǒng)主要由計算機、DSA電子掃描測壓儀、VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、溫度參考接點箱、正負壓浮球壓力校準裝置、尼高力系統(tǒng)、打印機等組成，在計算機控制下可自動完成數(shù)據(jù)采集、校準、實時處理，以及屏幕顯示、制表、作圖、打印和磁盤存儲試驗數(shù)據(jù)等功能。

進口總溫、總壓通過安裝在進口穩(wěn)壓箱內(nèi)的4支鉑電阻和4支總壓探針測量，出口總溫、總壓通過出口測量截面上的5支總溫、總壓復合探針測量。同時，在出口測量截面布置脈動總壓、脈動靜壓測點，以監(jiān)視試驗件內(nèi)部的氣動狀態(tài)，防止其進入深度喘振，并在試驗件前支點和中支點截面處安裝振動傳感器(垂直、水平各一處)。

3 試驗故障分析與處理

壓氣機性能錄取試驗前，試驗件先進行了全轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)的機械運行試驗，以考核試驗件轉(zhuǎn)子系統(tǒng)和結構設計的運行情況。在機械運行試驗過程中，試驗件運行至某一工作轉(zhuǎn)速時，試驗件前支點(水平、垂直兩測點)出現(xiàn)5.6倍頻、6.6倍頻、7.6倍頻等頻率振動，同時頻率成分出現(xiàn)不穩(wěn)定波動現(xiàn)象，試驗停止。圖1為該轉(zhuǎn)速下試驗件前支點振動FFT圖譜，圖2為該轉(zhuǎn)速下試驗件前支點振動瀑布圖。從瀑布圖中可以看出，振動的主要能量為基頻和各個間隔頻率。針對振動頻譜中各特征頻率進行分析后，初步判定是試驗件轉(zhuǎn)子系統(tǒng)出現(xiàn)了轉(zhuǎn)動平衡失穩(wěn)[4]。對試驗設備和試驗件進行全面檢查，發(fā)現(xiàn)試驗件第一級整體葉盤多個葉片出現(xiàn)裂紋，裂紋長度約10 mm(圖3)。

圖1 試驗件前支點振動FFT圖譜Fig.1 Vibration FFT plot of the front fulcrum

圖2 前支點振動瀑布圖Fig.2 Vibration waterfall plot of the front fulcrum

圖3 葉片尖部裂紋照片F(xiàn)ig.3 The crack on the blade tip

分解檢查試驗件，針對試驗件第一級葉盤葉片裂紋進行失效分析，發(fā)現(xiàn)葉片開裂源區(qū)無加工缺陷，無夾雜等冶金缺陷，未見明顯腐蝕特征。同時，從葉片裂紋的位置和特征看，疲勞裂紋從葉片尖部起源，其產(chǎn)生與葉片所受的離心力負荷關系不大，應與葉片所受的氣動力和激振有關。另外，根據(jù)葉片裂紋的擴展速率可知，疲勞裂紋正處于穩(wěn)定擴展期，且擴展區(qū)經(jīng)歷循環(huán)周次較少。同時，結合斷口形貌特征推斷，葉片可能是進入高氣動負荷狀態(tài)后產(chǎn)生的疲勞裂紋，屬于高周疲勞裂紋。

根據(jù)葉片破裂情況并結合試驗件設計的具體結構進行分析，判斷造成葉片破裂的原因主要是：葉片數(shù)與進氣機匣支板數(shù)存在整數(shù)倍關系(進氣支板數(shù)4，葉盤葉片數(shù)16)，從而導致來流激振頻率與該級轉(zhuǎn)子的通過頻率耦合；該級整體葉盤在氣動設計時，葉尖的氣動負荷過高；試驗件傳動組件前支點傳遞的振動能量較大；該級整體葉盤的低階臨界頻率與來流激振頻率在試驗件工作轉(zhuǎn)速耦合。圖4為葉盤的共振轉(zhuǎn)速圖，可見4倍激勵頻率會在試驗件工作轉(zhuǎn)速區(qū)誘發(fā)一級葉盤的一階共振。

圖4 葉盤共振轉(zhuǎn)速圖Fig.4 The resonance speed plot of the blade disk

針對上述故障原因，對試驗件進行優(yōu)化設計。試驗件進口支板由4個減少為3個；重新設計第一級葉盤，降低其葉尖氣動負荷；在試驗件前支點處增加鼠籠結構(圖5)，并對擠壓油膜間隙進行設計，使其在試驗件臨界轉(zhuǎn)速區(qū)和高周疲勞狀態(tài)下滿足運行要求，優(yōu)化試驗件傳動組件的工作狀態(tài)[5]。試驗件完成結構優(yōu)化、加工后，重新進行了機械運行考核試驗。試驗過程中，試驗件除在臨界轉(zhuǎn)速區(qū)振動能量略大外，其余轉(zhuǎn)速區(qū)運行良好，并未出現(xiàn)異常現(xiàn)象，機械運行考核通過。圖6為優(yōu)化壓氣機試驗件臨界轉(zhuǎn)速區(qū)前支點振動FFT圖，可見試驗件基頻較小，二倍頻略大，其余均為高頻成分振動能量，可忽略不計。

4 總性能參數(shù)錄取

該試驗件完成機械運行試驗后，對其進行總性能參數(shù)錄取。本文選取一臺相同流量等級壓氣機(下文簡稱參考壓氣機)的總性能數(shù)據(jù)與其對比，參考壓氣機試驗件的設計參數(shù)與優(yōu)化壓氣機試驗件的設計指標基本一致。同時，對比數(shù)據(jù)選自于兩臺壓氣機最具有代表性的高轉(zhuǎn)速區(qū)。

圖5 鼠籠結構示意圖Fig.5 Sketch of squirrel type structure

圖6 優(yōu)化壓氣機試驗件臨界轉(zhuǎn)速區(qū)前支點振動FFT圖Fig.6 Vibration FFT plot of the front fulcrum of the optimized structure in the critical speed range

圖7、圖8分別為該試驗件的壓比-流量、效率-流量特性曲線。由圖7可看出，優(yōu)化壓氣機的特性曲線較參考壓氣機平滑規(guī)整，且在相對換算轉(zhuǎn)速1.0時，優(yōu)化壓氣機的流量較參考壓氣機高出約10%，說明優(yōu)化壓氣機在工作狀態(tài)下內(nèi)部流場的流通狀態(tài)較好。同時，根據(jù)試驗數(shù)據(jù)分析，優(yōu)化壓氣機在高轉(zhuǎn)速區(qū)的穩(wěn)定裕度較參考壓氣機高出約5%。由圖8可知，優(yōu)化壓氣機的效率明顯比參考壓氣機高，約提高3.5個百分點，為發(fā)動機在巡航條件下降低油耗獲得更長時間續(xù)航提供了有力保障。同時，經(jīng)過對試驗數(shù)據(jù)和設計指標的綜合評估，優(yōu)化壓氣機的性能已達到并部分優(yōu)于原設計要求。

圖7 壓比-流量特性曲線Fig.7 The characteristic curve of pressure ratio and flow rate

圖8 效率-流量特性曲線Fig.8 The characteristic curve of efficiency and flow rate

5 結論

在該型壓氣機進行總性能參數(shù)錄取前的機械運行試驗中，其試驗件第一級轉(zhuǎn)子葉片尖部出現(xiàn)多處裂紋故障，經(jīng)過細致分析準確判斷出故障主要是由于葉片受激勵后發(fā)生共振致使葉片出現(xiàn)高周疲勞所致。根據(jù)故障原因，對試驗件進行結構優(yōu)化：試驗件進口支板由4個減少為3個，重新設計第一級葉盤，在試驗件前支點處增加鼠籠結構，并對擠壓油膜間隙進行設計。對優(yōu)化后的壓氣機試驗件進行總性能參數(shù)錄取試驗，其總性能參數(shù)優(yōu)異，符合設計要求，且該轉(zhuǎn)子系統(tǒng)運行可靠、平穩(wěn)，表明該故障分析方法和改進設計可行、有效。此次排故進一步探索了葉片裂紋故障分析方法，豐富了高轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)子設計經(jīng)驗，為今后高速無人機用動力研制儲備了設計經(jīng)驗和寶貴的試驗數(shù)據(jù)。

[1]田寶林.世界無人機和巡航導彈用發(fā)動機發(fā)展概況[J].航空發(fā)動機，2003，29(4)：51—54.

[2]崔之華.小燃氣輪機——燃氣輪機的一個特殊領域[J].國際航空，1986，(3)：34.

[3]Frank B J.Analysis and characterization of compressor stall precursor signals in forward and after swept high speed compressors[D].Ohio：Air Force Inst.of Tech.，Wright-Patterson AFB，1993.

[4]梁屈生，何正嘉.機械故障診斷學[M].上海：上海科學技術出版社，1986.

[5]黎亮.彈支及擠壓油膜阻尼器在壓氣機試驗件上的應用[J].燃氣渦輪試驗與研究，1996，9(4)：1—7.

Experimental troubleshooting analysis and verification study of a multi-stage axial-flow compressor with high speed and load

REN Fei，XUN Feng，ZHANG Ya，LIU Zhi-gang，XIANG Hong-hui，SU Ting-ming，XIA Lian
(China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

Multiform advanced technologies were applied to the design of a multi-stage axial flow compressor,overall performance experiment was carried out for verification,and several cracks were found at the first stage rotor blade tip.The phenomena and structure intensity were analyzed and explored in the troubleshooting phase.Finally it was concluded that the crack was mainly caused by high cycle fatigue due to the blade resonant vibration.After then this compressor structure design was optimized to record overall performance parameters.It can be seen from the test results that after structure optimization the running state of the compressor is good and all index show its performance is excellent,proving that the optimization is feasible and effective.

aero-engine；high speed axial-flow compressor；blade crack；troubleshooting；experiment verification；resonant frequency；high cycle fatigue

V263.6

A

1672-2620(2016)06-0030-04

2015-08-12；

2015-11-25

任飛(1986-)，男，滿族，遼寧本溪人，工程師，主要從事壓氣機試驗技術研究。