CFM56-7B发动机高压涡轮叶片疲劳寿命预测

曹惠玲 张昊

摘要：基于CFM56-7B发动机运行产生的QAR数据，通过建立模型、确立边界条件、有限元软件仿真，在最大起飞功率状态下完成了高压涡轮叶片温度场以及应力、应变场的计算。考虑到实际叶片在多轴非比例循环载荷下工作，选用SWT模型作为疲劳寿命的预测模型，得到叶片的疲劳寿命。结果表明，仿真计算得到的叶片疲劳寿命为14778个循环，与实际叶片的平均寿命的误差率仅为5.09%，此方法可用于监控涡轮叶片的剩余寿命、维修计划的制定。

关键词：QAR数据；高压涡轮叶片；有限元；SWT模型；疲劳寿命

Keywords：QAR data；high pressure turbine blade；finite element；SWT model；fatigue life

0 引言

高压涡轮叶片是航空发动机里最重要的部件之一，其工作环境极其恶劣，一方面承受着高温、高压燃气的作用，另一方面受到振动等多种载荷的作用。根据航空工业集团失效分析中心发布的资料[1]显示，2001年到2012年期间共处理97件有关涡轮叶片的失效故障，占整个失效故障分析工作的1/10左右，且据实际统计，在由发动机导致的飞行事故中涡轮叶片失效占比达70%以上[2]，因此进行高压涡轮叶片的结构强度分析及寿命预测具有重要意义。

快速存取记录器（QAR）记录了发动机从启动到停车过程的大量气动站位参数，这些参数真实地反映了发动机实际的运行工况，因此将QAR数据应用到高压涡轮叶片的结构强度分析和寿命预测中能够得到更加精确的结果。以国内某航空公司某航班CFM56-7B发动机运行产生的QAR数据为例，通过飞行高度、高压涡轮转速、EGT（发动机排气温度）以及燃油流量筛选出起飞最大功率状态，该状态下高压涡轮转速高达 97.6%，EGT达到804℃，燃油流量达到3607kg/h，对比其他工况，该状态下的叶片承受着更高的温度以及离心力作用，因此以此狀态作为高压涡轮叶片寿命计算的工况。在起飞最大功率状态下，利用QAR记录的高压压气机进出口总温、EGT、低压压气机进口总压等参数，结合热力计算可得到用于叶片寿命预测的边界条件。

本文利用有限元仿真计算的方法，通过建立模型和计算边界条件，使用Fluent软件求解燃气流场以及Ansys软件进行热分析和结构强度分析，得到叶片的温度、应力应变分布，综合考虑对叶片影响较大的疲劳损伤，最终计算得到叶片的疲劳寿命。

1 有限元仿真计算

1.1 模型的建立

三维建模是有限元数值仿真的基础，精确的几何模型能够极大地提高有限元仿真的精度，本文针对CFM56-7B高压涡轮叶片结构，参照航空发动机设计手册—涡轮分册[3]，通过实体结构的测量，利用UG完成了三维模型的建立，具体模型如图1、图2所示。根据建立的高压涡轮叶片模型，选取中截面叶型、叶片高度、叶栅栅距等参数建立图3所示简化的光滑叶片叶栅通道模型。利用ICEM CFD完成模型的非结构网格划分，叶片模型的网格数为35万，叶栅通道的网格数为196万，网格质量均在0.2以上且进行了网格无关性验证。

1.2 边界条件的计算

QAR记录的参数包括高压压气机进出口总温和、EGT、低压压气机进口总压、燃油流量以及油气比f，这些参数在起飞最大功率状态下的数值如表1所示。在进行有限元仿真计算的过程中需要首先确定高压压气机出口的总温、高压涡轮进口的总温、总压以及高压涡轮出口的总温、静压。高压压气机出口的总温可由QAR数据直接获取，高压涡轮进出口的温度、压力可通过表1所给出的QAR数据结合热力计算的方式得到，具体计算方法参见文献[4]。根据计算结果可得到有限元仿真计算所需要的边界参数，具体数值如表2所示。

CFM56-7B高压涡轮叶片由高压压气机排气进行冷却，高压压气机排气从叶根进入叶片内部的冷却通道，首先对转子叶片的根部进行冷却，然后气流在叶片的各冷却腔室内迂回流动，对叶片进行充分的冷却，最后冷却气体从叶片表面的气膜孔以及尾缘劈缝流出，在叶片表面形成气膜，隔绝高温燃气与高压涡轮叶片。为表征冷却气体与叶片的对流换热情况，引入对流换热系数，冷却气体与叶片的平均对流换热系数取29124W/K·m2。

1.3 仿真计算结果

根据得到的有限元模型以及边界条件，将其导入Fluent中完成流场的计算，采用压力进口、压力出口边界条件，选取k-SST湍流计算模型。为了使计算更加符合实际情况，考虑涡轮进口温度的不均匀性[5]，取进口温度沿径向按抛物线分布，并编制UDF导入Fluent进行求解计算，图4为温度不均匀时流场进口温度的分布。

将Fluent计算得到的数据导入Ansys中进行热固耦合的计算，叶片材料为定向凝固高温镍基合金DZ125，在热分析模块中完成温度场的计算；考虑离心载荷的影响，在结构分析模块中进行应力、应变的计算。仿真流程如图5所示。

通过仿真计算得到高压涡轮叶片在起飞最大功率状态下的温度场以及应力、应变场，具体如图6至图8所示。

根据叶片温度、应力应变的计算结果可以看出，在冷却通道穿过的区域以及气膜孔、尾缘劈缝处的温度明显更低，且叶片前缘温度明显高于尾缘，由于冷却通道是从叶根区域穿入，叶片温度的最大值出现在叶顶区域。叶片应力、应变值沿叶高逐渐升高，这是因为叶片在高速转动过程中，叶身部分产生的离心力完全作用在叶根区域，导致叶根区域应力、应变值较大，而叶根区域气膜孔处由于应力集中导致叶片的最大应力出现在该处。

2 疲劳寿命预测

根据得到的叶片温度、应力应变的计算结果，在Ansys结构分析模块中插入疲劳寿命预测模块，并选择SWT模型，得到图9所示的叶片疲劳寿命分布云图。

由图9可以看出，叶片疲劳寿命的最小值出现在靠近叶根的气膜孔处，与叶片等效应力的最大点为同一点，其值为14778循环。根据实际的外场统计数据可知，该型发动机高压涡轮叶片平均寿命为14062循环[7]，预测的寿命值与实际的叶片寿命比较接近，这表明真实QAR数据与有限元仿真相结合计算得到的预测寿命是吻合的。

3 结论

本文基于发动机运行产生的QAR数据，选取起飞最大功率状态，利用有限元仿真的方法完成了高压涡轮叶片流场、温度场以及应力应变场的计算，根据得到的计算结果完成了疲劳寿命的预测。仿真计算得到的叶片疲劳寿命为14778循环，而叶片的实际平均寿命为14062循环，误差率仅为5.09%，通过误差分析验证了该方法的可行性，该方法可作为高压涡轮叶片疲劳寿命预测的一种工程计算方法。

参考文献

[1] 马楠楠，陶春虎，何玉怀，等.航空发动机叶片多轴疲劳试验研究进展[J].航空材料学报，2012，32（6）：44-49.

[2] 苏清友. 航空涡喷、涡扇发动机主要零部件定寿指南[M].北京：航空工业版社，2004.

[3] 航空发动机设计手册总编委会.航空发动机设计手册：第10册 涡轮[M].北京：航空工业出版社，2001.

[4] 汪晗. HPT叶尖间隙的热固耦合分析及对EGTM的影响研究[D].天津：中国民航大学，2019.

[5] 殷宇阳，王宏光. 进口温度不均匀对涡轮叶片热应力的影响[J]. 能源研究与信息，2014，30（2）：113-117.

[6]《中国航空材料手册》编辑委员会. 中国航空材料手册[M]. 北京：中国标准出版社，1992.

[7] 袁锴，左洪福，孙见忠.基于统计方法的高压涡轮转子叶片寿命分析[J].飞机设计，2015，35（2）：31-36.