渦輪葉片表面熱電偶集成結構設計與影響因素分析

牛宏偉，董江，王燁

中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089

航空發動機的發展是以熱端部件工作溫度的提高為主要特征的，使發動機熱端部件運行在盡可能高的溫度下，能夠獲得更高的推重比和更低的燃油消耗率。然而，追求盡可能高的渦輪進口溫度，給渦輪葉片的結構強度帶來了極大挑戰，使超溫、蠕變損傷、燒蝕等問題更加惡化，嚴重限制發動機的安全性和壽命。通過測量渦輪葉片表面溫度，能夠為葉片冷卻設計與優化、熱疲勞和蠕變損傷研究等提供關鍵支持。

渦輪葉片表面溫度測量方式可分為接觸式和非接觸式兩大類[1]，接觸式測量直接在被測試件表面布置傳感器，包括鎧裝熱電偶、薄膜熱電偶、示溫晶體、示溫漆等[2-3]，非接觸式測量主要是利用光學高溫計捕捉葉片的輻射，根據輻射通量、波長等參數反求出表面溫度[4-6]。基于鎧裝熱電偶的接觸式溫度測量是測試精度最高、可靠性較好的方式。美國國家航空航天局（NASA）格倫研究中心采用一種微型鎧裝熱電偶進行渦輪葉片溫度測量，測溫范圍為1089～1260K，并經過450h的熱循環試驗考核[7]。朱妙珍等[8]進行了渦噴6發動機I級渦輪盤的溫度測量研究，采用開槽埋沒工藝敷設熱電偶，選用φ1的XA鎧裝熱電偶，為解決渦輪盤上熱偶絲的通道問題，在渦輪盤中心、壓氣機盤中心進行了開孔等一系列改裝，將渦輪盤上的熱偶絲引至壓氣機前帽罩內。楊晨[9]采用測溫片完成某航空發動機轉子穩態溫度測試，測溫片通過黏結劑固定在被測件表面，試驗結果表明傳感器安裝及引線可靠，具有較高的測量精度。楊春華等[10]在某改型發動機上開展了渦輪轉子溫度和應力測試，在渦輪葉片上加裝熱電偶，電信號經引電器引出至測試系統，發現發動機在額定狀態使用時間最長，而起飛狀態溫度最高，利用測試結果對渦輪轉子件進行壽命計算和評估，得到了真實的渦輪壽命件的壽命。

目前，渦輪葉片熱電偶固定方式主要是刻槽埋設，隨著渦輪葉片結構向空心薄壁、氣冷或油冷方向發展，葉片壁厚僅有2～3mm，刻槽埋偶會給葉片結構帶來嚴重的應力集中，熱電偶集成結構在高溫、高轉速、高氣動負荷環境下的可靠性成為制約測量的主要“瓶頸”。本研究采用了一種新型的熱電偶集成方法，通過在渦輪葉片表面增材制造形成凹槽放置熱電偶[11-12]，并通過超聲速火焰噴涂對熱電偶形成覆蓋，在保證葉片結構原有強度的基礎上完成表面熱電偶集成。基于該方法，進行渦輪葉片熱電偶集成結構設計，通過有限元仿真研究熱電偶集成結構的影響因素的變化規律，選擇最優方案，并進行試驗驗證。

1 熱電偶集成結構設計

某型渦輪葉片目標工作轉速高達21000r/min，溫度達1050K，采用鎧裝熱電偶作為溫度傳感器，其外形如圖1 所示，鎧裝結構可增加熱電偶抗拉伸強度，并保護熱電極免受發動機高溫高壓燃氣沖刷和腐蝕。

圖1 鎧裝熱電偶結構Fig.1 Structure of sheathed thermocouple

熱電偶鎧裝段布置在渦輪葉片上，在葉片表面局部通過激光送粉沉積制造（LDM）方法增加材料，構造熱電偶埋設引線的溝槽通道，避免了對渦輪葉片原有結構的破壞，熱電偶埋設后，再通過超聲速火焰噴涂（HVOF）方法，在表面制備一層防護涂層，將熱電偶封裝在溝槽內部，完成熱電偶集成/防護。熱電偶集成結構三維模型如圖2 所示，包含渦輪葉片基底、LDM結構、熱電偶和表面涂層。

圖2 渦輪葉片熱電偶集成結構Fig.2 Integrated structure of turbine blade thermocouple

為使渦輪葉片表面結構改變引起的氣動效率及溫度場影響處在較小的范圍內，采用直徑D=1mm或0.5mm的鎧裝熱電偶。熱電偶直徑決定了LDM結構的尺寸，另外LDM結構可選擇不同的形式，對于表面涂層，應確保在離心力作用下將熱電偶可靠封裝在槽內，涂層厚度δ也存在多種選擇。

就熱電偶結構而言，考慮到其直徑引起的氣動效率及結構布局影響，采用直徑1mm 或0.5mm 的軟鎧裝熱電偶。選用不同的熱電偶結構，相應的增材制造結構尺寸將發生改變，另外增材制造部分與噴涂部分可選擇不同的接觸形式，包括方形槽、圓形槽和V 形槽。對于噴涂部分，需確保在離心力作用下熱電偶能可靠放置于槽內，其噴涂厚度存在多種選擇。綜上所述，基于激光增材制造及超聲速火焰噴涂技術的熱電偶集成結構存在多種組合形式，圖3 為熱電偶直徑為0.5mm、涂層厚度為0.05mm的幾種熱電偶集成方案，圖4 為熱電偶直徑為1.0mm、涂層厚度為0.05mm 的幾種熱電偶集成方案；另外，基于直徑1.0mm的熱電偶方形槽集成方案，將涂層厚度分別設置為0.050mm、0.075mm、0.085mm、0.100mm共4種形式以研究涂層厚度對集成方案強度的影響。忽略氣動效率、加工成本等方面的影響，熱電偶集成方案的可行性主要在于各組件結合面強度滿足設計要求，以確保在使用過中渦輪葉片安全可靠運轉。本文將對前述的幾種熱電偶集成方案進行有限元仿真，對各組件結合面應力進行對比分析。

圖3 熱電偶直徑為0.5mm的三種熱電偶集成方案Fig.3 Three thermocouple integration schemes with diameter 0.5mm

圖4 熱電偶直徑為1.0mm的三種熱電偶集成方案Fig.4 Three thermocouple integration schemes with diameter 1.0mm

2 有限元建模

建立熱電偶集成結構有限元模型，有限元網格結構如圖5所示，不同組件之間接觸面采用綁定約束，各組件材料參數見表1。

表1 各組件材料參數Table 1 Material parameters of each component

圖5 渦輪葉片有限元網格模型（單位：mm）Fig.5 Finite element mesh model of the turbine blade

仿真時在葉片根部施加位移約束；葉盤全局施加轉速21000r/min。圖6為方形槽集成結構下葉片Von-Mises等效應力分布云圖，含熱電偶集成結構的葉片與其余葉片整體應力分布一致，即熱電偶集成結構的存在并未對渦輪葉片應力分布產生影響，表明基于LDM和HVOF的熱電偶集成方法具有不改變葉片原有結構強度的優點。

圖6 渦輪葉片等效應力分布云圖（單位：mm）Fig.6 The contour of equivalent stress distribution of the turbine blade

3 影響因素分析

3.1 增材結構形式影響

決定熱電偶集成結構強度的關鍵是各組件的結合面強度，對于涂層部分，各增材結構下的涂層與基體、激光增材組織切向接觸面的XY平面切應力分布云圖如圖7所示，最大應力均位于靠近葉根處的葉片接觸面處，方形槽結構的最大切應力為83.4MPa，圓形槽結構的最大切應力為133MPa，V 形槽結構的最大剪切應力為42.6MPa。圓形槽結構下涂層部分的切應力最大，V形槽結構應力最小，與增材部分相互對應。至于YZ平面的切應力，圓形槽和V形槽結構下涂層的應力相較于方形槽結構略大，如圖8所示，這與該集成方案下涂層的質量較大有關。

圖7 熱電偶直徑0.5mm三種方案涂層部分XY平面切應力分布Fig.7 XY plane shear stress distribution of the coating of the three schemes with thermocouple diameter 0.5mm

圖8 熱電偶直徑0.5mm三種方案涂層部分YZ平面切應力分布（單位：mm）Fig.8 YZ plane shear stress distribution of the coating of the three schemes with thermocouple diameter 0.5mm

在熱電偶直徑為0.5mm 的三種集成方案中，V 形槽結構下增材部分和涂層部分的XY平面的切應力均小于圓形槽和方形槽方案，但YZ平面的切應力相對較大。

3.2 特征尺寸影響

為研究熱電偶特征尺寸對熱電偶集成結構各組件結合強度的影響，將直徑為1.0mm的三種熱電偶集成方案進行仿真分析，與3.1 節中直徑為0.5mm 的直接集成方案分析結果進行對比。熱電偶直徑1.0mm 下三種集成方案涂層結構的XY平面切應力分布云圖如圖9所示，方形槽結構的最大應力為46.8MPa，圓形槽結構的最大應力為43.7MPa，V 形槽結構的最大應力為49MPa。涂層結構的YZ平面切應力分布云圖如圖10所示，方形槽結構的最大應力為184.9MPa，圓形槽結構的最大應力為185.7MPa，V 形槽結構的最大應力為213.9MPa，三種集成方案涂層結構切應力均從葉根到葉尖遞減，最大應力均位于靠近葉根的葉片接觸面過渡處。

圖9 熱電偶直徑1.0mm三種方案涂層部分XY平面切應力分布Fig.9 XY plane shear stress distribution of the coating of the three schemes with thermocouple diameter 1.0mm

圖10 熱電偶直徑1.0mm三種方案涂層部分YZ平面切應力分布Fig.10 YZ plane shear stress distribution of the coating of the three schemes with thermocouple diameter 1.0mm

熱電偶直徑1.0mm下三種集成方案的涂層部分XY平面切應力均小于相對應的熱電偶直徑0.5mm方案，且應力差異性較小，YZ平面切應力大于熱電偶直徑0.5mm方案。

3.3 涂層厚度影響

為研究涂層厚度對熱電偶集成結構各組件結合強度的影響，基于直徑1.0mm熱電偶方形槽集成方案，將涂層厚度分別設置為0.050mm、0.075mm、0.085mm、0.100mm 的4 種形式進行仿真分析。

不同涂層厚度下涂層結構的XY平面切應力分布云圖如圖11 所示，最大應力分別為46.8MPa、40.9MPa、44.9MPa、41.2MPa，未見明顯規律，隨著涂層厚度的增加，涂層部分XY平面切應力影響緩慢減小。涂層結構的YZ平面切應力分布云圖如圖12 所示，最大應力分別為184.9MPa、187.9MPa、188.9MPa、195.8MPa，隨著涂層厚度的增加，涂層質量增加，YZ平面最大切應力緩慢增加。

圖11 不同涂層厚度下涂層部分XY平面切應力分布Fig.11 XY plane shear stress distribution of the coating under different coating thicknesses

圖12 不同涂層厚度下涂層部分YZ平面切應力分布云圖Fig.12 YZ plane shear stress distribution of the coating under different coating thicknesses

可見，涂層厚度對涂層部分XY平面切應力的影響較小，且未見明顯規律，可忽略。涂層厚度對涂層結構YZ平面切應力存在影響，隨著涂層厚度的增加，YZ平面最大切應力增加，但增加量較小。

4 強度校核與試驗驗證

根據優化參數，并考慮可實施性，選擇1.0mm 鎧裝熱電偶，方形槽、涂層厚度0.1mm集成方案，各組件強度校核結果見表2，除表面防護涂層本身的屈服強度數據未知，其他組件靜強度安全因數均大于手冊推薦的1.5[13]，滿足設計要求。

表2 熱電偶集成結構強度校核Table 2 Strength checking of thermocouple integration structure

按照該方案進行渦輪葉片熱電偶集成，如圖13 所示。通過高速旋轉試驗來對集成熱電偶的渦輪轉子的強度進行最終驗證[14]，將渦輪盤和旋轉工裝裝配在試驗臺上，如圖14所示，對渦輪轉子和熱電偶進行外觀檢查，對超轉試驗臺進行檢查，確認完好開展試驗。試驗轉速從0 緩慢增加到21000r/min，保持5min，試驗全程實時監控試驗臺振動、溫度和其他工作參數。

圖13 集成熱電偶的渦輪葉片Fig.13 Turbine blades with integrated thermocouples

圖14 旋轉試驗裝置Fig.14 Rotating test device

試驗轉速和振動曲線如圖15所示，試驗過程中振動和滑油壓力等參數正常，渦輪轉子及熱電偶集成結構完好，表明熱電偶集成結構設計合理，強度滿足要求。

圖15 試驗轉速及振動曲線Fig.15 Speed and vibration vs time of the test

5 結論

本文研究了基于激光增材制造及超聲速火焰噴涂技術的渦輪葉片熱電偶集成結構設計及影響因素分析方法。選擇涂層厚度、熱電偶直徑及增材部分結構形式作為變量，設計9種結構模型，進行有限元仿真分析，研究這些變量對結合面強度的影響。結果表明，熱電偶集成結構未對渦輪葉片應力分布產生影響，熱電偶直徑1.0mm 集成方案優于0.5mm方案，綜合對比下，方形槽XY平面和YZ平面切應力均較小，涂層厚度對切應力影響不大。根據分析結果和可實施性，選擇1.0mm 鎧裝熱電偶、方形槽、涂層厚度0.1mm方案進行渦輪葉片熱電偶集成，進行強度校核，并通過高速旋轉試驗驗證，表明設計方案和分析結果滿足測量要求。