某型发动机涡轮工作叶片动应力测试研究

吴炜

（1.中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲 412002；2.中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室，湖南株洲 412002）

0.引言

涡轮工作叶片是航空发动机的关键零件，由于其造型复杂，工作条件恶劣，使得其在研制、生产和使用中产生的故障导致发动机故障的占比较大，其中，叶片振动破坏较为突出[1]。为避免振动产生，叶片可以使用叶冠结构。目前航空发动机中涡轮工作叶片叶冠的常见形式主要有锯齿冠和平行冠。锯齿冠摩擦阻尼的减振效果较好，但锯齿冠形状复杂，设计、加工和装配困难。平行冠在装配时，叶冠与叶冠之间留有间隙。当发动机在工作状态时，叶冠之间会发生相互碰撞从而耗散振动能量[2]。相对于锯齿冠的干摩擦阻尼，平行冠的碰撞阻尼效果欠佳，且碰撞条件下叶冠侧面的磨损比较严重。

为改进平行冠叶片减振效果，本文以某型涡扇发动机平行冠低压涡轮工作叶片为基础，提出平行冠涡轮工作叶片成对过盈装配减振技术，为摸清改进叶片的振动特性进行该型发动机低压涡轮工作叶片动应力测试研究。

1.测试方案设计

1.1 测试对象和条件

（1）低压涡轮二级转子最高工作转速：11320rpm。

（2）低压涡轮二级转子叶尖旋转半径：236mm，叶根旋转半径：158mm。

（3）低压涡轮叶片最高工作温度：700℃。

（4）测试对象为2种设计状态的低压涡轮二级工作叶片，一种为同榫槽内的左、右叶片叶冠配合面之间为间隙装配叶片，以下称为现有使用叶片；另一种为同榫槽内的左、右叶片叶冠配合面之间为过盈装配叶片，以下称为改进设计叶片。涡轮叶片装配示意图如图1所示。

图1 涡轮叶片装配示意图

1.2 测点布局

目前，转子叶片动应力测量中，普遍采用仿真分析结果作为测试方案设计的依据[3]。因此本次低压涡轮转子测点位置采用仿真分析选取，计算时主要考虑叶片各激振频率裕度较小的模态，并兼顾低阶危险模态，选取时仅考虑峰值应力位于叶身上的对应阶次，并综合考虑应变计能测试的有效频率范围，选取应力相对较大而应力梯度相对较为平缓（贴片敏感度一般要求不低于30%）的区域进行贴片，经计算叶身上评判出6个测点。试验时，2种设计状态叶片共安排36个测点。36个测点分布在36个叶片上（6个不同部位的测点，相同部位重复测3次）。

1.3 应变计安装走线

应变计的引线路径示意如图2所示，从叶片引线至涡轮盘，穿过涡轮盘上的篦齿，在篦齿根部开18个Ф2mm的引线孔，单根引线穿过引线孔，轮盘上的引线采用蒙皮点焊保护，引线下穿至主轴，通过低压涡轮主轴中心孔引向遥测模块。中心轴外壁需周向布置18个Ф2mm的引线孔，转接段靠近拉杆布置2个引线孔，穿过引线孔后18根引线全部汇集至接线区内，并焊接至遥测接线板上。

图2 引线路径示意图

1.4 发动机改装

某型发动机的结构如图3所示，遥测系统需安装在低压涡轮轴端，由于低压涡轮前支点是通过中心油管进行供油，2个安装位置冲突，需要对低压涡轮前支点的供油系统进行改造。遥测系统及引线需进行冷却，为尽量不影响发动机性能，避免影响测试结果，考虑从车台引气，后支承中有一个支板没有安装任何的管路，正可作为引线和通气的通道。为了留出足够的空间，取消安装斗管组合，对发动机的改装如图4所示。

2.测试数据及分析结果

经过2轮正式试验，得到每个测点的测试数据，通过1.3节中计算时相对应的共振阶次和测点敏感度进行反计算分析得到该点的振动应力，结果如表1所示。

表1 振动数据分析结果

3.结语

（1）本文为验证改进设计叶片的减振效果，结合该发动机的结构和工作状态，设计了叶片整机动应力测量试验，经过多轮试验验证，得到了该型发动机低压2级涡轮工作叶片振动应力水平。

（2）试验结果表明：改进叶片和现有使用叶片在发动机工作过程中，均主要存在明显的1阶和2阶叶片共振；改进叶片的最大振动应力为23.5MPa，现有叶片的最大振动应力为46MPa，改进叶片具有一定的减振效果；总体来说，2种状态叶片振动应力水平均低于许用振动应力，满足发动机使用条件。