某型涡桨发动机涡轮出口温度高的研究分析

郭攀峰，朱利，孙倩倩

（中国航发南方工业有限公司，湖南 株洲 412002）

涡轮前温度是航空发动机各项温度限制值中一个很重要的参数，它决定了发动机的性能是否得到充分发挥，涡轮前温度设计值的高低受现有涡轮材料与冷却技术的制约。由于技术欠缺不能直接监控涡轮前温度，某型涡桨发动机通过限制涡轮出口温度的方法来间接限制涡轮前温度，因此涡轮出口温度限制值的设置是否合理对发动机的使用起着关键的作用。某型涡桨发动机在使用过程中, 出现H高度以下起飞状态涡轮出口温度超过限制值（A℃）的情况，成为了影响发动机使用的一个重要问题。本文针对该现象产生原因进行分析，并根据计算和试验结果对放宽限制的可行性进行了论证。

1 原因分析

1.1 涡轮出口温度限制值的确定

某型涡桨发动机根据使用需要，在发动机总体性能计算的基础上，参照同系列涡桨发动机和АИ-20Д发动机的经验，确定了某型涡桨发动机涡轮出口温度限制值；确定方法主要基于理论计算和分析，带有部分主观因素，限于条件，也未经过全面试验验证。

1.2 初步原因分析

对某型涡桨发动机涡轮出口温度偏高问题，分析主要有以下几种可能因素。

（1）该发动机采用4支热电偶测量涡轮出口温度不能够完全真实地反映涡轮出口的平均温度。

（2）发动机制造差异。在发动机台架上录取了多台发动机试车时起飞状态的涡轮出口温度，发现相似的温度条件下，不同的发动机涡轮出口温度存在个体差异，最高与最低的温度差值达到44℃。

（3）发动机的工作条件，如进排气损失等比预想地恶劣。

（4）发动机性能衰减。

（5）测量误差。

（6）燃油流量偏差。

（7）其他因素。

限于经验和水平，在最初确定涡轮出口温度限制值时，对上述因素考虑不够，在实际情况下，上述因素综合影响了发动机的涡轮出口温度。

2 放宽涡轮出口温度限制值的可行性研究

从上述分析可知，发动机涡轮出口温度是一个复杂的综合影响的问题，限制值需在发动机长期试车中，在最高涡轮前温度条件下，测量实际涡轮后温度再统计确定；由于某型涡桨发动机试车和使用经验不够，涡轮出口温度限制值的确定考虑不周。为此从涡轮部件强度分析和试验两方面进行论证，研究放宽涡轮出口温度限制值的可行性。

2.1 涡轮部件强度分析

（1）涡轮部件主要零件材料使用温度限制。该型涡桨发动机涡轮工作叶片，导向叶片以及涡轮盘的材料主要为DZ22B、GH4133、K423A、K403，上述材料的最高限制温度如表1。

表1 某型涡桨发动机涡轮部件材料最高限制温度

（2）涡轮部件强度分析。

①导向叶片。某型涡桨发动机导向叶片材料为K423A和K403，其材料温度最高限制值为1000℃，通过计算和试验测量结果表明，涡轮出口温度为A+50℃时,发动机的最高燃气温度为981℃，低于导向叶片材料的最高限制温度，且在发动机工作中，导叶为静子非受力件，因此，导向叶片在A+50℃的燃气温度下能安全可靠的工作。

②工作叶片。某型涡桨发动机工作叶片材料为GH4133与DZ22B，GH4133与DZ22B两材料的持久强度极限σSR计算式分别如下。

GH4133：

其 中：P=T（lgt+23.01）/105；T=（9×θ/5+32）+460；a0=-2.3；a1=32.651；a2=-57.578；a3=21.485。

DZ22B：

其 中：T ＝（9×θ/5+32）+460；x=lgσSR；b0=-18.04；b1=0.236×106；b2=-0.243×106；b3=0.107×106；b4=-0.164×105。

表2 最薄弱部位持久强度及储备系数（二级叶片榫头）

各式中，t为断裂时间，T为绝对温度，θ为工作温度。

根据发动机研制要求规定的外场使用载荷分布，起飞状态占发动机总寿命的2%，在2000h首翻期内，起飞状态总工作时数为40h；5000h寿命期内，起飞状态总工作时数为100h。在发动机最高燃气温度（T=B℃）下，对涡轮主要零件持久强度及持久强度储备系数进行了计算分析，从计算分析结果来看，工作叶片与涡轮盘，持久强度最薄弱的零件与部位是二级右工作叶片，位于叶片上齿根部，见表2。

在50h的工作时数内，持久强度储备系数为1.09，160h内为1.02，均大于1，且计算是按发动机最严酷的工作条件考虑，因此，发动机起飞状态下涡轮出口温度达A+50℃，涡轮部件仍能满足发动机在寿命期内安全可靠的工作。

2.2 验证情况

为验证某型涡桨发动机起飞状态涡轮出口温度限制放宽至A+50℃是否可行，在涡轮部件强度分析的基础上，进行了发动机的厂内台架验证试车。

（1）摸底试验。抽取某型涡桨发动机进行了摸底试验。在起飞状态下将涡轮后燃气温度最高试到了A+52.5℃，并保持该温度连续工作了5min。试验完成后，对发动机的燃烧室部件和涡轮部件进行了精密测量和无损检测，结果正常。

（2）超温试验。抽取某型涡桨发动机进行了发动机超温试验。超温试验中对涡轮前温度进行了全过程测量，并用12支热电偶测量了涡轮出口温度，在最高燃气温度下，涡轮前温度为B℃，车台涡轮出口平均温度为A+50℃。在超温状态下，涡轮前温度为B+40℃，车台涡轮出口平均温度为A+73.3℃，并保持该温度连续工作了5min。

试验后，对涡轮和燃烧部件按发动机长试后检查要求进行了故检、精密测量和无损检测，并对一、二、三工作叶片进行了冶金分析。检查结果表明，各零部件正常，叶片金相未变化。

2.3 研究结果

根据对发动机涡轮出口温度限制值的确定方式、影响因素的分析，在保证安全的前提下，根据实际情况有限度地放宽温度限制是有效的解决措施；通过对涡轮部件的强度计算分析和实际超温试验，证明将某型涡桨发动机在空中H高度以下涡轮后燃气温度限制值放宽至A+50℃能保证使用过程中起飞状态发动机的可靠工作。据此，重新调整了某型涡桨发动机外场涡轮出口温度监控限制值，将H高度以下涡轮后燃气温度限制值放宽至A+50℃，额定状态和0.85额定状态的限制值也相应进行了调整。

3 结语

调整了涡轮出口温度监控限制值后,某型涡桨发动机在后续使用以及使用后的分解检查过程中未出现因为涡轮出口温度过高导致的各类发动机损伤，因此可以认为放宽某型涡桨发动机涡轮出口温度限制值的措施是合理可行的。