高转速大负荷多级轴流压气机试验排故分析与验证

任飞，徐峰，张亚，刘志刚，向宏辉，苏廷铭，夏联

(中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

高转速大负荷多级轴流压气机试验排故分析与验证

任飞，徐峰，张亚，刘志刚，向宏辉，苏廷铭，夏联

(中国燃气涡轮研究院，四川江油621703)

小型高速大负荷多级轴流式压气机设计中应用了多种先进技术，在其进行总性能参数录取前的机械运行试验中，试验件第一级转子叶片尖部出现多处裂纹。分别对试验现象和结构强度进行分析研究，得出叶片裂纹主要是由于叶片受激励后发生共振致使叶片出现高周疲劳所致。根据故障原因，对该型压气机试验件结构设计方案进行优化，并对优化试验件的总性能参数进行试验录取。结果表明，优化后的压气机试验件运行状态良好，且各项总性能指标表现优异，优化措施可行有效。

航空发动机；高速轴流压气机；叶片裂纹；排故；试验验证；共振频率；高周疲劳

1 引言

小型涡喷/涡扇发动机不但可作为靶机、小型无人机、巡航导弹等航空器的动力装置，而且通过改型还可成为非航动力装置，在船舶、战车、发电等行业发挥作用。目前，小型涡喷/涡扇发动机研制面临的技术难题，主要有新型高效高增压比压气机设计、高效燃烧室火焰稳定技术、高温高效涡轮设计、超高速转子研制以及新材料、整体加工技术等[1-3]。为满足小型航空发动机的使用需求，国内外均对小流量、高转速小型压气机设计做了大量研究，并通过试验手段对其进行了性能测试和结构验证。本文以一台新型多级轴流式压气机作为研究平台，在其进行总性能参数录取前的机械运行试验中，发现试验件第一级转子叶片尖部出现多处裂纹。通过相关故障分析，对压气机气动、结构设计进行了优化，并对优化后的试验件总性能参数进行了录取。

2 试验件及试验方案

该新型多级轴流压气机试验件主要由进气机匣组件、静子组件、转子组件、排气机匣组件及辅助支撑组件组成。压气机静子组件机匣共四级，均为整环结构。第一～第三级静子整流器为分段扇形块结构，采用T型结构与机匣连接；第四级静子整流器为整环形式，直接与后测量机匣相连。转子组件由四级整体叶盘、篦齿盘及后轴颈组成。其中传动轴组件为三支点结构，为优化试验运行过程中试验件轴向力的传递路径，将其中支点作为主承力支点。

试验在某单多级压气机试验器上完成。该试验器为敞开节流式压气机试验器，承担过多个型号的压气机试验任务，运行状态良好。试验过程中，该试验器由一台3 200 kW的同步电机驱动，变频无级调速，并通过设备传动轴系进行两级增速，最高运行转速45 000 r/min；流量范围0.5～40.0 kg/s。

数据测试系统主要由计算机、DSA电子扫描测压仪、VXI数据采集系统、温度参考接点箱、正负压浮球压力校准装置、尼高力系统、打印机等组成，在计算机控制下可自动完成数据采集、校准、实时处理，以及屏幕显示、制表、作图、打印和磁盘存储试验数据等功能。

进口总温、总压通过安装在进口稳压箱内的4支铂电阻和4支总压探针测量，出口总温、总压通过出口测量截面上的5支总温、总压复合探针测量。同时，在出口测量截面布置脉动总压、脉动静压测点，以监视试验件内部的气动状态，防止其进入深度喘振，并在试验件前支点和中支点截面处安装振动传感器(垂直、水平各一处)。

3 试验故障分析与处理

压气机性能录取试验前，试验件先进行了全转速范围内的机械运行试验，以考核试验件转子系统和结构设计的运行情况。在机械运行试验过程中，试验件运行至某一工作转速时，试验件前支点(水平、垂直两测点)出现5.6倍频、6.6倍频、7.6倍频等频率振动，同时频率成分出现不稳定波动现象，试验停止。图1为该转速下试验件前支点振动FFT图谱，图2为该转速下试验件前支点振动瀑布图。从瀑布图中可以看出，振动的主要能量为基频和各个间隔频率。针对振动频谱中各特征频率进行分析后，初步判定是试验件转子系统出现了转动平衡失稳[4]。对试验设备和试验件进行全面检查，发现试验件第一级整体叶盘多个叶片出现裂纹，裂纹长度约10 mm(图3)。

图1 试验件前支点振动FFT图谱Fig.1 Vibration FFT plot of the front fulcrum

图2 前支点振动瀑布图Fig.2 Vibration waterfall plot of the front fulcrum

图3 叶片尖部裂纹照片Fig.3 The crack on the blade tip

分解检查试验件，针对试验件第一级叶盘叶片裂纹进行失效分析，发现叶片开裂源区无加工缺陷，无夹杂等冶金缺陷，未见明显腐蚀特征。同时，从叶片裂纹的位置和特征看，疲劳裂纹从叶片尖部起源，其产生与叶片所受的离心力负荷关系不大，应与叶片所受的气动力和激振有关。另外，根据叶片裂纹的扩展速率可知，疲劳裂纹正处于稳定扩展期，且扩展区经历循环周次较少。同时，结合断口形貌特征推断，叶片可能是进入高气动负荷状态后产生的疲劳裂纹，属于高周疲劳裂纹。

根据叶片破裂情况并结合试验件设计的具体结构进行分析，判断造成叶片破裂的原因主要是：叶片数与进气机匣支板数存在整数倍关系(进气支板数4，叶盘叶片数16)，从而导致来流激振频率与该级转子的通过频率耦合；该级整体叶盘在气动设计时，叶尖的气动负荷过高；试验件传动组件前支点传递的振动能量较大；该级整体叶盘的低阶临界频率与来流激振频率在试验件工作转速耦合。图4为叶盘的共振转速图，可见4倍激励频率会在试验件工作转速区诱发一级叶盘的一阶共振。

图4 叶盘共振转速图Fig.4 The resonance speed plot of the blade disk

针对上述故障原因，对试验件进行优化设计。试验件进口支板由4个减少为3个；重新设计第一级叶盘，降低其叶尖气动负荷；在试验件前支点处增加鼠笼结构(图5)，并对挤压油膜间隙进行设计，使其在试验件临界转速区和高周疲劳状态下满足运行要求，优化试验件传动组件的工作状态[5]。试验件完成结构优化、加工后，重新进行了机械运行考核试验。试验过程中，试验件除在临界转速区振动能量略大外，其余转速区运行良好，并未出现异常现象，机械运行考核通过。图6为优化压气机试验件临界转速区前支点振动FFT图，可见试验件基频较小，二倍频略大，其余均为高频成分振动能量，可忽略不计。

4 总性能参数录取

该试验件完成机械运行试验后，对其进行总性能参数录取。本文选取一台相同流量等级压气机(下文简称参考压气机)的总性能数据与其对比，参考压气机试验件的设计参数与优化压气机试验件的设计指标基本一致。同时，对比数据选自于两台压气机最具有代表性的高转速区。

图5 鼠笼结构示意图Fig.5 Sketch of squirrel type structure

图6 优化压气机试验件临界转速区前支点振动FFT图Fig.6 Vibration FFT plot of the front fulcrum of the optimized structure in the critical speed range

图7、图8分别为该试验件的压比-流量、效率-流量特性曲线。由图7可看出，优化压气机的特性曲线较参考压气机平滑规整，且在相对换算转速1.0时，优化压气机的流量较参考压气机高出约10%，说明优化压气机在工作状态下内部流场的流通状态较好。同时，根据试验数据分析，优化压气机在高转速区的稳定裕度较参考压气机高出约5%。由图8可知，优化压气机的效率明显比参考压气机高，约提高3.5个百分点，为发动机在巡航条件下降低油耗获得更长时间续航提供了有力保障。同时，经过对试验数据和设计指标的综合评估，优化压气机的性能已达到并部分优于原设计要求。

图7 压比-流量特性曲线Fig.7 The characteristic curve of pressure ratio and flow rate

图8 效率-流量特性曲线Fig.8 The characteristic curve of efficiency and flow rate

5 结论

在该型压气机进行总性能参数录取前的机械运行试验中，其试验件第一级转子叶片尖部出现多处裂纹故障，经过细致分析准确判断出故障主要是由于叶片受激励后发生共振致使叶片出现高周疲劳所致。根据故障原因，对试验件进行结构优化：试验件进口支板由4个减少为3个，重新设计第一级叶盘，在试验件前支点处增加鼠笼结构，并对挤压油膜间隙进行设计。对优化后的压气机试验件进行总性能参数录取试验，其总性能参数优异，符合设计要求，且该转子系统运行可靠、平稳，表明该故障分析方法和改进设计可行、有效。此次排故进一步探索了叶片裂纹故障分析方法，丰富了高转速转子设计经验，为今后高速无人机用动力研制储备了设计经验和宝贵的试验数据。

[1]田宝林.世界无人机和巡航导弹用发动机发展概况[J].航空发动机，2003，29(4)：51—54.

[2]崔之华.小燃气轮机——燃气轮机的一个特殊领域[J].国际航空，1986，(3)：34.

[3]Frank B J.Analysis and characterization of compressor stall precursor signals in forward and after swept high speed compressors[D].Ohio：Air Force Inst.of Tech.，Wright-Patterson AFB，1993.

[4]梁屈生，何正嘉.机械故障诊断学[M].上海：上海科学技术出版社，1986.

[5]黎亮.弹支及挤压油膜阻尼器在压气机试验件上的应用[J].燃气涡轮试验与研究，1996，9(4)：1—7.

Experimental troubleshooting analysis and verification study of a multi-stage axial-flow compressor with high speed and load

REN Fei，XUN Feng，ZHANG Ya，LIU Zhi-gang，XIANG Hong-hui，SU Ting-ming，XIA Lian
(China Gas Turbine Establishment，Jiangyou 621703，China)

Multiform advanced technologies were applied to the design of a multi-stage axial flow compressor,overall performance experiment was carried out for verification,and several cracks were found at the first stage rotor blade tip.The phenomena and structure intensity were analyzed and explored in the troubleshooting phase.Finally it was concluded that the crack was mainly caused by high cycle fatigue due to the blade resonant vibration.After then this compressor structure design was optimized to record overall performance parameters.It can be seen from the test results that after structure optimization the running state of the compressor is good and all index show its performance is excellent,proving that the optimization is feasible and effective.

aero-engine；high speed axial-flow compressor；blade crack；troubleshooting；experiment verification；resonant frequency；high cycle fatigue

V263.6

A

1672-2620(2016)06-0030-04

2015-08-12；

2015-11-25

任飞(1986-)，男，满族，辽宁本溪人，工程师，主要从事压气机试验技术研究。