航空發動機高壓渦輪轉子葉片葉冠改型分析

□ 張江偉 □ 李 斌

中國航發西安航空發動機有限公司 西安 710021

1 分析背景

高壓渦輪部件是航空發動機中熱負荷和動力負荷最大的部件,渦輪轉子葉片的工作環境非常嚴苛。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計為帶冠結構。

葉冠的設計極其重要,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,現役航空發動機大都采用鋸齒形葉冠設計,如F100型、F110型、AL-31F型等。

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

某航空發動機高壓渦輪轉子葉片為帶冠葉片,葉冠為平行四邊形。為進一步提升航空發動機的綜合使用性能,開展葉冠改型設計。筆者對葉冠改型前后航空發動機高壓渦輪轉子葉片進行分析,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動機高壓渦輪轉子葉片,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,經葉片頂部排入主燃氣流。葉冠初始結構為平行四邊形,葉冠頂部焊有限流孔板,用以控制冷卻空氣的流量。在批量生產后,對葉冠進行改型,將平行四邊形改為鋸齒形。高壓渦輪轉子葉片如圖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定向結晶高溫合金。兩種材料的室溫性能參數見表1,高壓渦輪轉子葉片各工作狀態轉速見表2。

表1 材料室溫性能參數

表2 高壓渦輪轉子葉片工作狀態轉速

3 數值模擬方法

基于ANSYS有限元軟件,采用Solid185四節點四面體單元對航空發動機高壓渦輪轉子葉片結構進行離散,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個節點,鋸齒形葉冠葉片共劃分90 693個單元、26 187個節點。

▲圖1 高壓渦輪轉子葉片

▲圖2 改型前后高壓渦輪轉子葉片葉冠

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 高壓渦輪轉子葉片位移約束

4 靜強度分析

葉冠改型前后航空發動機高壓渦輪轉子葉片葉尖變形數值模擬計算結果見表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定向結晶高溫合金的熱膨脹系數小于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子葉片葉尖變形計算結果

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、結構形式有較大變化,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動機高壓渦輪轉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構數,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生共振的轉速點。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,按圖8所示古德曼曲線基于安全因數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點為數值模擬計算得出的靜應力值,c點為安全因數為1時的許用振動應力,b點為安全因數為1.5時的許用振動應力。動強度計算結果見表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動機高壓渦輪轉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 動強度計算結果

7 結論

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

(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均出現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。