某壓氣機離心葉輪抗外物損傷研究

（中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南株洲 412002）

航空發(fā)動機在工作時，常常遭受到隨高速氣流吸入發(fā)動機的外來物損傷，這種外物沖擊損傷(Foreign object damage，簡稱FOD)。外場使用條件下，因周圍環(huán)境因素不可避免地有大量“外物”存在，使得外物損傷在航空發(fā)動機的使用中頻繁發(fā)生。據(jù)統(tǒng)計因外來物損傷造成提前翻修的發(fā)動機占提前翻修總數(shù)的40%以上[1]。

外物沖擊損傷主要表現(xiàn)為在葉片局部區(qū)域出現(xiàn)缺口、撕裂、凹坑或鼓包等形式，產生應力集中、殘余應力或初始裂紋等[2]。發(fā)動機在工作時不僅受到起停形成的低周循環(huán)載荷，還受到氣流激振引起的高周循環(huán)載荷，在循環(huán)載荷作用下，外物損傷部位可能會迅速形成疲勞裂紋，從而大幅度降低零件的壽命，造成葉片的疲勞失效。隨著發(fā)動機設計技術的改進和發(fā)展（如更精確的有限元強度分析技術，更準確的壽命預測技術），特別是新材料、新結構的應用（如高強度鈦合金、整體葉盤等），加上LCF載荷發(fā)生的頻次較慢，容易控制和監(jiān)測，LCF失效并不是導致風扇/壓氣機轉子葉片產生故障和事故的主要因素。相反，由于發(fā)動機振動激勵因素眾多且有許多來歷不明，各種阻尼機制及其變化規(guī)律十分復雜，使得葉片的高周疲勞載荷難以預測，因此，外物損傷主要影響葉片的高周疲勞壽命。

在發(fā)動機的設計及壽命預測中，必須考慮外物損傷對葉片疲勞壽命的影響，提高葉片抗外物損傷的能力，保證發(fā)動機不會因為外物損傷產生重大安全隱患，同時為損傷葉片的維修提供依據(jù)。

本文對某壓氣機離心葉輪外物損傷試驗進行分析和總結，為發(fā)動機的后續(xù)研制提供依據(jù)，同時，可以為其他壓氣機葉片的設計提供一定的參考。

1.外物損傷設計規(guī)范

國內現(xiàn)行的航空渦輪螺旋槳和渦輪軸發(fā)動機設計規(guī)范GJB242A要求：“發(fā)動機吸入外物后，外物對壓氣機轉子葉片和靜子葉片造成相當于應力集中系數(shù)Kt≥3.0的損壞，且該損傷位置分別處于最高轉速下產生最高穩(wěn)態(tài)應力以及出現(xiàn)最高振動應力的最危險位置，發(fā)動機至少應能工作到兩個規(guī)定的檢查周期或小時數(shù)?！?/p>

2.葉片缺口應力集中系數(shù)

應力集中系數(shù)的定義是：

Kt=σmax/σav

式中：Kt—應力集中系數(shù)；σmax—缺口處的最大真實應力；σav—完整葉片在同一葉高位置的應力。

3.葉片振動應力分析

葉片的FOD容限設計實質上是在考慮了FOD對葉片HCF強度或裂紋擴展極限的影響之后的葉片最大振動應力設計與控制。

根據(jù)動應力測量結果，該離心葉輪葉片29%葉高處穩(wěn)態(tài)應力最大，72%葉高處振動應力最大。根據(jù)Goodman公式可折算得到應力比R=-1時的應力值σ-1，具體見表1，其中。

表1 離心葉輪片前緣應力值

4.葉片高周疲勞試驗

4.1 外物損傷缺口模擬

根據(jù)對航空發(fā)動機風扇葉片硬物沖擊損傷的統(tǒng)計，缺口在所有外物損傷類型中占比最高，且超過50%[3]。因此，為了模擬葉片外物損傷結構，在葉片前緣29%葉高和72%葉高位置預制應力集中系數(shù)Kt≥3的缺口。

目前缺口試制的主要方法有：機械加工法，低速沖擊法、靜態(tài)擠壓法和高速彈道沖擊法，其中高速彈道沖擊法是最能準確模擬外物損傷的方法[4]。

根據(jù)缺口形狀及尺寸進行建模及數(shù)值仿真計算，可以獲得葉片缺口處的應力集中系數(shù)。無缺口葉片當量應力云圖見圖1，缺口處當量應力云圖見圖2所示。根據(jù)數(shù)值分析結果，擬定缺口方案為：深度1.27mm，缺口半徑1.5mm。

圖1 無缺口葉片當量應力云圖

圖2 有缺口葉片應力云圖

利用空氣炮試驗系統(tǒng)制造外物損傷缺口，再使用三維體視顯微鏡測量各個缺口的長度和寬度，獲得缺口參數(shù)，并選擇缺口尺寸滿足要求的葉片進行高周疲勞試驗。葉片前緣模擬缺口尺寸見表2，缺口形貌如圖3所示。

表2 葉片模擬缺口尺寸和應力集中系數(shù)

圖3 葉片前緣缺口形貌

4.2 葉片高周疲勞試驗

由于真實葉片形狀不便于在振動試驗系統(tǒng)上裝夾，在進行葉片高周疲勞試驗前需對葉片進行切割。切割后的葉片不僅要滿足裝夾要求，還要保證其振型和完整葉片一致。因此，切割前需要通過數(shù)值分析保證切割方案的可行性。圖4為處理前后葉片模態(tài)云圖，從計算結果可以看出，切割前、后葉片的模態(tài)振型未發(fā)生明顯改變，因此該切割方案可行。

圖4 葉片一階振型

根據(jù)振動應力分析結果，折算到R=-1時，前緣72%葉高位置的振動應力為相對于前緣29%葉高位置更大，故采用前緣72%葉高位置的振動應力對葉片進行疲勞試驗。同時，考慮到高周疲勞試驗存在的分散性，試驗載荷按計算載荷的1.5倍計算。

試驗過程中，需要通過應變片來監(jiān)測葉片前緣的振動應力。由于葉片前緣無法粘貼應變片，因此在葉片上選取一處特征點進行測量，并通過數(shù)值計算分析獲得葉片特征點應力與前緣應力的相對關系。試驗時，首先通過振動臺對葉片進行掃頻試驗以確定試件的共振頻率，然后在其共振頻率下進行駐留試驗，并通過控制特征點的應變保證葉片前緣缺口位置的應力滿足試驗要求。完成疲勞強度考核后對葉片進行無損檢測，觀察是否產生裂紋[5]。

葉片高周疲勞考核試驗結果如表3所示。

表3 葉片高周疲勞考核試驗結果

根據(jù)試驗結果，1、2號葉片經(jīng)過3×107循環(huán)，3、4號葉片經(jīng)過109次循環(huán)的高周疲勞考核試驗后均未產生裂紋?？紤]到離心葉輪材料為鈦合金，試驗結果以109次循環(huán)為準，因此認為葉片在受到深度不大于1.22mm的外物損傷后，疲勞強度滿足工作要求。

5.外物損傷考核試驗

根據(jù)GJB242A的要求，需要對葉片進行外物損傷缺口模擬，并進行發(fā)動機考核試驗。試驗前對葉片進行編號，并使用與葉片疲勞試驗中相同的參數(shù)對離心葉輪上的三個葉片進行外物損傷缺口預制，其中1號與6號葉片預制缺口在葉片72%葉高位置，11號預制缺口在葉片29%葉高位置。離心葉輪外物損傷預制缺口宏觀尺寸見表4，缺口形貌見圖5。計算結果顯示三處缺口應力集中系數(shù)均大于3，滿足試驗要求。

表4 外物損傷缺口尺寸表

圖5 離心葉輪外物損傷缺口

發(fā)動機裝配預制缺口離心葉輪進行了整機試驗。試驗過程中，發(fā)動機在工作轉速范圍內，各狀態(tài)參數(shù)都達到了發(fā)動機的設計要求。試驗完成后對發(fā)動機進行了相關分解檢查工作，發(fā)動機零件沒有異常，離心葉輪預制缺口未發(fā)現(xiàn)裂紋。該離心葉輪的外物損傷試驗通過試驗考核。

6.結論

本文通過對某型動機外物損傷進行試驗研究，可以得到如下結論：

（1）該型發(fā)動機在外物損傷試驗過程中工作正常，分解檢查結果均符合要求，外物損傷試驗滿足型號規(guī)范要求。

（2）本文外物損傷試驗方案合理可行，可以很好地模擬外場實際外物損傷的效果，可以為今后其他型號的研制提供參考。

（3）本次外物損傷試驗研究主要針對設計規(guī)范的要求進行，缺乏外場統(tǒng)計數(shù)據(jù)，對發(fā)動機使用和維修過程中的指導意義有限。后續(xù)需要進一步開展葉片外物損傷研究，通過統(tǒng)計葉片在外場的實際損傷情況，分析真實損傷對葉片HCF強度或裂紋開展壽命的影響，為外場的使用維護，甚至后續(xù)的改進設計提供參考。