某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障分析

郑旭东，蔚夺魁

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障分析

郑旭东，蔚夺魁

（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）

为确定某发动机高压压气机篦齿盘均压孔孔边裂纹故障原因，应用大型结构分析程序Ansys研究了装配紧度与篦齿盘振动特性的关系，选择合适的有限元分析模型。对不同装配紧度条件下的篦齿盘进行了振动频率、相对振动应力计算和行波共振分析，并与试验结果进行了对比。通过空气系统流路与结构特点分析，确定了影响篦齿盘振动的激振因素为低压涡轮轴孔、中介机匣支板和喷嘴。根据篦齿盘动力特性结合静强度计算结果分析认为故障产生的原因是由于均压孔孔边静应力水平较高，在振动应力叠加作用下产生高周疲劳破坏。并对后续使用提出了建议。

篦齿盘；均压孔；裂纹；故障分析；高压压气机；航空发动机

0 引言

某发动机在外场及返厂检修时，多次发现高压压气机篦齿盘的均压孔孔边有裂纹，隐患极大，严重影响飞行安全。对发动机分解检查发现，篦齿盘均压孔排气侧10个孔荧光有显示，进气侧6个孔有显示，其中2个孔两侧均有裂纹。经断口分析，疲劳源区未见材料冶金缺陷，根据对该篦齿盘的低循环疲劳寿命计算分析结果[1]，结合断口分析的结论，初步排除了低循环疲劳引起裂纹故障的可能性。

本文着重根据篦齿盘的动力学特性分析了裂纹产生的原因。研究了装配紧度与篦齿盘振动特性的关系，根据对不同装配紧度下篦齿盘的固有模态、频率和相对振动应力计算结果，结合空气系统流路与结构特点进行分析，确定了影响篦齿盘振动的激振因素。通过对篦齿盘进行的行波共振分析、静强度计算结果以及与试验结果的对比，给出了故障发生的原因和后续使用建议。

1 计算结果和分析

1.1振动频率、振型计算结果

根据某发动机高压压气机转子装配有关资料，在第6级盘锥形壁上，用双头长螺栓和螺帽把第7～9级盘、篦齿盘和高压压气机轴连接，固定到第6级盘的锥形突出端。为消除长螺栓拉紧时盘体的翘曲，在第7～9盘和篦齿盘之间安装了承力环和套筒。为保证该篦齿盘与第9级盘轮缘部分轴向压紧，在实际装配过程中通过24个连接螺栓的轴向伸长量来保证。在装配时，保证封严篦齿盘与承力环轴向有1.0～1.2mm的间隙。通过2维轴对称模型计算，考虑到高压压气机转子的轴向刚度较大，进行振动特性分析时只把篦齿盘作为研究对象，边界条件采用弹簧单元来描述第7～9级盘对篦齿盘的影响。通过弹簧单元的不同刚度值来模拟不同的装配紧度。篦齿盘几何模型和有限元模型如图1、2所示。

图1 几何模型

图2 有限元模型

动频计算时取设计点转速为13300 r/min，温度场数据参考了实际试车测量值。篦齿盘振动频率计算和试验结果的对比及相应的振型见表1。频率值随刚度变化关系如图3所示。

通过不同模拟刚度值对应的频率和振型计算结果与试验确定的频率及振型的对比，可初步确定第7～9级盘对篦齿盘的支撑刚度为1×104～5×104N/mm。

1.2篦齿盘腔结构与空气系统分析

对某发动机空气系统流路和结构进行分析，确定可能引起与封严篦齿盘后腔压力脉动的因素包括低压涡轮轴孔（9个）、中介机匣支板（12个）和喷嘴（14个）。因此，主要对这些因素进行行波共振分析。

表1 篦齿盘固有频率计算和试验结果对比Hz

图3 固有频率随刚度变化关系

1.3行波共振分析

发生行波共振时，轮盘上有较大的振幅和振动应力。经验证明，后行波共振是危险的，当盘腔激振力的阶次和轮盘节径数互为倍数关系时容易发生。

1.3.1 9个进气孔激励的共振分析

在激振阶次分别为1、3、9，篦齿盘对应3、9节径振型时后行波共振转速计算结果见表2、3，共振曲线如图4、5所示。

表2 3、9节径振动时后行波共振转速（模拟刚度为1×104N/mm）

表3 3、9节径振动时后行波共振转速（模拟刚度为5×104N/mm）

图4 3、9节径振动时后行波共振曲线（模拟刚度为1×104N/mm）

图5 3、9节径振动时后行波共振曲线（模拟刚度为5×104N/mm）

1.3.2 12个中介机匣支板激励的共振分析

在激振阶次分别为1～4、6、12时，篦齿盘对应2、3、4、6节径振型时后行波共振转速计算结果见表4、5，共振曲线分别如图6～7所示。

表4 2、3、4、6节径振动时后行波共振转速（模拟刚度为1×104N/mm）

表5 2、3、4、6节径振动时后行波共振转速（模拟刚度为5×104N/mm）

图6 2、3、4、6节径振动时后行波共振曲线（模拟刚度为1×104N/mm）

图7 2、3、4、6节径振动时后行波共振曲线（模拟刚度为5×104N/mm）

1.3.3 14个喷嘴激励的共振分析

在激振阶次分别为1、2、7、14时，篦齿盘对应2、7节径振型时后行波共振转速计算结果见表6、7，共振曲线如图8、9所示。

表6 2、7节径振动时后行波共振转速（模拟刚度为1×104N/mm）

表7 2、7节径振动时后行波共振转速（模拟刚度为5×104N/mm）

图8 2、7节径振动时后行波共振曲线（模拟刚度为1×104N/mm）

1.4振动应力分析

静应力计算分析结果表明：篦齿根部（A部位）最大应力为780.2MPa，均压孔孔边（B部位）最大应力为948.6MPa，定位止口上端面（C部位）最大应力为937.3 MPa，可见均压孔孔边静应力水平最高[2]。结合外场裂纹故障位置，对m=2～9阶振型对应如图10所示部位的相对振动应力进行分析，结果见表8，其中B部位的相对振动应力为1.00。A、B、C部位对应m=2、3、4、6、7阶振型的相对振动应力分别如图11～15所示(左图为A、B部位，右图为C部位)。

图9 2、7节径振动时后行波共振曲线（模拟刚度为5×104N/mm）

图10 振动应力分析部位

表8 相对径向振动应力计算结果(B部位取1.00)

图11 m=2时相对振动应力分布

图12 m=3时相对振动应力分布

图13 m=4时相对振动应力分布

图14 m=6时相对振动应力分布

图15 m=7时相对振动应力分布

2 结果分析

（1）从图3中可见，当刚度较小（小于1×104N/mm）时，其频率变化较大，而后变化比较平稳。因此，装配状态对篦齿盘的振动特性有一定影响，在较紧的装配条件下，振动频率变化较小；而在较松的装配条件下，振动频率变化较大。随着节径数的增加，装配紧度对篦齿盘振动特性的影响逐渐减弱。

（2）从坎贝尔图（图4～9）中可见，在发动机经常工作的转速（0.7转速以上）范围内，可能发生2、3、6、7节径的后行波共振。

（3）从表8和图11～15示出的振动应力计算结果可见，2、3、6、7节径振动时，均压孔附近的振动应力偏大，由于均压孔孔边的静应力水平较高，二者相互叠加可能发生篦齿盘疲劳破坏。

3 总结和建议

（1）在发动机经常工作的转速附近，3种激振因素可能会激起封严篦齿盘第2、3、6、7阶振型的共振，在设计点转速附近，很可能存在由6E（12E的分倍频）激起的2、3节径的共振。

（2）分析表明，第2、3、6、7阶振型在均压孔孔边3点钟和9点钟位置振动应力较大，与故障发生的位置一致，并且在篦齿根部和定位止口上端面部位的振动应力也较大。由于均压孔孔边静应力水平较高，在振动应力叠加作用下可能发生高周疲劳破坏。

（3）装配状态对篦齿盘的振动特性影响较大，因此，要严格控制其装配紧度，以保证轮缘压紧。24个连接螺栓的轴向伸长量要作为重要特性进行控制。

（4）对篦齿盘均压孔孔边部位进行故检时应增加涡流检查。

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Study of Vent Hole Crack Failure for an Aeroengine Labyrinth Seal Disk

ZHENG Xu-Dong YU Duo-Kui
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institue,Shenyang 110015,China）

In order tostudy the venthole crack failureofan enginehigh pressure compressor labyrinth sealdisk,the relationship between the assembly accuracy and labyrinth sealdisk vibrationwas investigated to choose theapplicable finite elementanalyticalmodelby the Ansys. The vibration frequency analysis,relative vibration stress calculation and traveling wave analysiswere performed in the different assembly accuracy condition,and then the experimental results were contrasted.The stress factors affected labyrinth seal disk vibration are the low pressure turbine bearing holes,case platesand nozzlesby analyzing air system flow and structure characteristics.The analysis shows thathigh cycle failure caused by vibration stressbecauseofhigh ventholestress,and the futureapplication advice isproposed.

labyrinth seal disk;venthole;crack;failure analysis;high pressure compressor;aeroengine

2012-09-26

郑旭东（1972），男，硕士，高级工程师，从事航空发动机质量管理及结构强度设计工作。