航空发动机高压涡轮转子叶片叶冠改型分析

□ 张江伟 □ 李 斌

中国航发西安航空发动机有限公司 西安 710021

1 分析背景

高压涡轮部件是航空发动机中热负荷和动力负荷最大的部件,涡轮转子叶片的工作环境非常严苛。高压涡轮径向间隙大,涡轮前后压差大,涡轮轴向漏气损失较大,为减小轴向漏气损失,提高涡轮效率,一般将涡轮工作叶片设计为带冠结构。

叶冠的设计极其重要,直接影响叶片的强度、振动、可靠性。国外针对叶冠开展了大量研究试验工作,现役航空发动机大都采用锯齿形叶冠设计,如F100型、F110型、AL-31F型等。

我国的航空发动机早期采用平行四边形叶冠来提高航空发动机的性能,取得了较好的效果。我国同时也开展了锯齿形叶冠的研究,新服役航空发动机低压涡轮转子叶片有采用锯齿形叶冠结构,但与国外相比仍有一定差距。

某航空发动机高压涡轮转子叶片为带冠叶片,叶冠为平行四边形。为进一步提升航空发动机的综合使用性能,开展叶冠改型设计。笔者对叶冠改型前后航空发动机高压涡轮转子叶片进行分析,以验证改型的可靠性。

2 研究对象

笔者研究对象为某型号航空发动机高压涡轮转子叶片,属于空心气冷式,顶部带冠,采用枞树型榫头与涡轮盘连接,缘板下带伸根,冷却空气由叶根孔导入,经叶片顶部排入主燃气流。叶冠初始结构为平行四边形,叶冠顶部焊有限流孔板,用以控制冷却空气的流量。在批量生产后,对叶冠进行改型,将平行四边形改为锯齿形。高压涡轮转子叶片如图1所示,改型前后叶冠如图2所示。

叶冠改型前高压涡轮转子叶片材料为K4002等轴晶高温合金,叶冠改型后材料为DZ002M定向结晶高温合金。两种材料的室温性能参数见表1,高压涡轮转子叶片各工作状态转速见表2。

表1 材料室温性能参数

表2 高压涡轮转子叶片工作状态转速

3 数值模拟方法

基于ANSYS有限元软件,采用Solid185四节点四面体单元对航空发动机高压涡轮转子叶片结构进行离散,建立叶片的有限元模型。平行四边形叶冠叶片共划分85 965个单元、24 730个节点,锯齿形叶冠叶片共划分90 693个单元、26 187个节点。

▲图1 高压涡轮转子叶片

▲图2 改型前后高压涡轮转子叶片叶冠

在约束叶片端面的挡圈位置施加轴向位移约束,在叶片每个榫齿接触面上表面施加法向位移约束,共计十个接触面。叶片位移约束如图3所示。

▲图3 高压涡轮转子叶片位移约束

4 静强度分析

叶冠改型前后航空发动机高压涡轮转子叶片叶尖变形数值模拟计算结果见表3。由表3可知,在仅考虑离心载荷影响时,叶冠改型后叶片叶尖的最大变形略大于叶冠改型前,主要原因是DZ002M定向结晶高温合金的弹性模量小于K4002等轴晶高温合金,即叶冠改型后叶片更软一些,使叶片叶尖径向变形和周向变形略大。在离心载荷与热载荷的综合作用下,对比叶冠改型前后叶片叶尖的变形,相差很小,主要原因是DZ002M定向结晶高温合金的热膨胀系数小于K4002等轴晶高温合金,使叶冠改型后叶片叶尖的热变形较小,不会给气动效率带来较大影响。

表3 叶冠改型前后高压涡轮转子叶片叶尖变形计算结果

仅考虑离心载荷时,叶冠改型前后叶片静应力云图分别如图4、图5所示。在仅考虑离心载荷作用时,叶冠改型后叶片叶背和叶盆的静应力幅值略有减小,但变化不大,主要原因是DZ002M定向结晶高温合金的弹性模量较小。叶冠改型后叶片伸根的静应力集中位置略有变化,并且静应力幅值明显减小,主要原因是叶冠改型后叶片伸根冷却孔的位置、形状、结构形式有较大变化,使静应力分布更为均匀,降低了叶片伸根处的静应力集中程度。离心载荷与热载荷综合作用时的计算结果与仅考虑离心载荷作用时相似,叶冠改型后叶片叶身的静应力幅值略有减小,叶片伸根处的静应力幅值减小较大。

▲图4 叶冠改型前叶片静应力云图

5 振动固有特性分析

叶冠改型前后航空发动机高压涡轮转子叶片的共振图分别如图6和图7所示,图中k为造成气流周向不均匀而引起二次谐波的干扰源结构数,n为叶片共振频率阶次。k线与n线的交点为可能激起叶片产生共振的转速点。叶冠改型前叶片有A、B、C三个共振交点,叶冠改型后叶片有A、B、C、D四个共振交点。计算共振交点与常用转速的频域裕度,叶冠改型前叶片各共振点均具备大于10%的频域裕度,叶冠改型后在最高转速附近k为10时谐波干扰源可能会激起叶片二阶振动。图7中,共振交点C的频域裕度很小,仅为2.7%,共振交点D的频域裕度也较小。

▲图5 叶冠改型后叶片静应力结果云图

▲图6 叶冠改型前叶片共振图

6 动强度分析

对各应力集中区,按图8所示古德曼曲线基于安全因数1.5进一步求得许用振动应力。σ-1为材料疲劳强度极限,σb为材料拉伸强度极限,a点为数值模拟计算得出的静应力值,c点为安全因数为1时的许用振动应力,b点为安全因数为1.5时的许用振动应力。动强度计算结果见表4。由表4可知,叶冠改型后叶片允许振动应力更大,即叶冠改型后使航空发动机高压涡轮转子叶片的抗振能力有所提高。

▲图7 叶冠改型后叶片共振图

▲图8 古德曼曲线

表4 动强度计算结果

7 结论

笔者采用有限元方法对某型号航空发动机高压涡轮转子叶片进行研究,对比分析叶冠改型前后航空发动机高压涡轮转子叶片的强度及振动特性,主要结论如下;

(1)叶冠改型前后叶片变形相差较小;

(2)叶冠改型前后叶片的静应力集中区均出现在叶背根部和伸根冷却孔附近;

(3)叶冠改型后叶片使用弹性模量较小的DZ002M定向结晶高温合金,各阶固有频率均略有降低;

(4)叶冠改型后叶片允许振动应力更大,使叶片的抗振能力有所提高。