近高真空環境下的航空發動機轉子試驗輪盤帶梯度溫度場的實現

烏英嘎，陳國棟，王海舟

（中國航發沈陽發動機研究所，遼寧 沈陽 110015）

在航空發動機轉子試驗系統上進行航空發動機轉子強度和疲勞試驗時，為盡可能模擬發動機工作狀態，除對轉子施加離心載荷外，常常需要施加溫度載荷。《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》中明確規定轉子超轉試驗應在“第一級渦輪轉子進口穩態最高允許的燃氣溫度”下進行，輪盤破裂試驗時“內孔或盤心材料應達到最高設計溫度”[1]。聯邦航空條例規定渦輪轉子強度要求確定試驗條件時，應根據發動機的測量溫度準確分析確定溫度和溫度梯度。若試驗狀態下達不到上述確定的溫度和溫度梯度，則應通過調整試驗轉速或葉片質量加以補償[2]。通常，航空發動機轉子試驗在中真空（1～1 000 bar）的環境中進行。為在試驗過程中更好地保持試驗轉子溫度穩定，同時降低試驗器能耗，需要提高試驗環境真空度水平。目前，最先進的航空發動機轉子試驗器可以達到接近高真空的真空度水平。隨著真空度的提高，試驗件易于形成均勻溫度場，難以實現盤緣與盤心之間具有梯度的溫度場。

為實現盤緣與盤心之間具有梯度的溫度場，本文進行了航空發動機轉子試驗方案及其加溫方案設計和加溫裝置結構設計并最終進行試驗驗證。

1 航空發動機轉子試驗方案及加溫方案設計

航空發動機轉子試驗在近高真空的環境下進行。試驗轉子以垂直形式安裝于主軸系統，通過電機驅動試驗轉子旋轉。試驗艙通過真空泵抽真空達到近高真空的狀態。在真空試驗艙內安裝圓柱型加溫裝置，并將試驗轉子包括在內對其實施加溫。航空發動機轉子試驗方案及加溫方案示意圖見圖1.

2 加溫裝置結構設計

航空發動機轉子試驗中，通過加溫裝置建立試驗轉子的溫度場。熱量傳遞的基本方式包括熱傳導、熱對流及熱輻射，在轉子試驗器的真空條件下，加溫元件到試驗件的熱量傳遞主要依靠熱輻射，試驗件內部的熱量傳遞主要依靠熱傳導。受盤體結構、空間限制、熱量傳遞的影響，輪盤易于形成恒定的均勻溫度場，難以實現盤緣與盤心之間帶梯度的溫度場。

圖1 航空發動機轉子試驗方案及加溫方案示意圖

2.1 加溫爐體結構設計

加溫裝置內外壁采用0Cr25Ni20不銹鋼鋼管，具有很好的抗氧化性、耐腐蝕性，具有較高的蠕變強度，能在高溫下持續作業，具有良好的耐高溫性。加溫裝置內外壁之間的保溫層采用硅酸鋁纖維（Al2SiO5）。硅酸鋁具有低導熱率、熱穩定性、化學穩定性等特性。

2.2 加溫元件的設計

加溫元件采用Cr20Ni80電阻電熱合金，此類合金組織穩定，電氣物理特性穩定，高溫力學性能好，冷變形塑性好，焊接性好，長期使用不會產生脆性斷裂。為確定加溫元件的安裝位置，本文進行了加溫元件對試驗件加熱過程的微元分析，如圖2所示。

根據角系數性質，可得圖2輻射換熱角系數為：

本文分別分析加溫裝置上蓋安裝的加溫元件和側壁安裝的加溫元件對試驗件a，b處輻射換熱系數。加溫元件位置示意圖如圖3所示。

圖2 微元分析圖

圖3 加溫元件位置示意圖

由圖3不難看出，上蓋安裝的加溫元件對試驗件a處與b處的輻射換熱角度相差不大。根據公式（1）可得出結論，上蓋安裝加溫元件不利于獲得試驗件盤緣與盤心之間的溫差。側壁安裝的加溫元件微元對試驗件a處與b處的輻射換熱角度如圖4所示。根據公式（1）可以得出結論，側壁安裝加溫元件更容易獲得試驗件盤緣與盤心之間的溫差。因此本文采用側壁安裝加溫元件的方式對試驗件進行加溫，所設計加溫裝置側壁安裝有8個均布的加溫元件，示意圖如圖5所示。

圖4 側壁加熱元件輻射換熱角度示意圖

圖5 加溫元件安裝位置示意圖

2.3 冷卻裝置結構設計

由于試驗件內部的熱傳導作用，加溫時間達到一定時長時，試驗件溫度容易達到均溫。為實現帶溫度梯度的溫度場保持較長時間，需在加溫裝置內試驗件中心部位設計冷卻裝置，固定在加溫裝置底部中心位置。本文所設計冷卻裝置為螺旋狀不銹鋼水管，該裝置通過不斷流入流出的循環水可以帶走盤心部位的熱量以實現盤心部位的冷卻。為避免冷卻水流入后迅速被加熱，通過隔熱擋板進行隔離，可有效避免水被迅速加熱，以達到冷卻效果。本文所設計的加溫裝置結構示意圖如圖6所示。

圖6 加溫裝置結構示意圖

3 試驗驗證

本文對某型發動機高壓渦輪轉子進行加溫試驗，在試驗前進行溫度場調試。經過表1所示3個階段的加溫過程對加溫元件進行加溫，并在冷卻裝置中通入循環水，得到試驗件溫度曲線如圖7所示。由圖可見，渦輪盤盤心與渦輪盤盤緣溫差可達40℃，可以滿足某型發動機高壓渦輪轉子試驗任務的要求。

表1 加溫過程

圖7 試驗件溫度場

4 結論

為研究近高真空狀態下航空發動機轉子試驗輪盤帶梯度溫度場的實現，本文進行了航空發動機轉子試驗方案及其加溫方案設計和加溫裝置結構設計。通過某型高壓渦輪轉子試驗，驗證了試驗方案及加溫方案可實現帶梯度的溫度場。