航空发动机加力燃烧室内锥组件改进方案研究

刘风坤

【摘 要】文章首先利用有限元软件对航空发动机的内锥组件所处的应力场及受到的载荷进行数值模拟，用以验证前期得到的故障原因;然后提出可通过更换材料、抑制锥体尾部回流区、采取冷却措施、加大锥底连接孔尺寸、加强锥底刚性设计等几个方面对内锥组件进行改进设计。

【关键词】航空发动机;加力燃烧室;改进方案

【中图分类号】V231.2 【文献标识码】A 【文章编号】1674-0688（2019）02-0064-03

0 引言

某型航空燃气涡轮发动机在车台进行初始寿命试车时，其加力燃烧室的内锥组件出现以下故障：连接锥底的锁紧垫圈发生变形、表面严重“脆化”、局部出现烧蚀;锥底外缘沿周向发生翘曲变形且螺栓孔向外撕裂;部分连接螺栓在根部出现断裂、烧蚀。前期通过故障树梳理的方式已基本确定了故障产生的原因，本文将通过数值模拟分析验证前期给出的故障原因是否合理，之后再对加力燃烧室的内锥组件提出优化方案、改进设计。

1 数值模拟分析

根据前期的故障分析，最终确定加力燃烧室内锥组件的故障原因与锥底位置工作温度过高、锥底高温热变形过大而对螺栓产生附加力、零件材料耐温水平不足有关。为验证故障分析的合理性，本节针对加力燃烧室的内锥组件进行有限元数值模拟，为优化设计方案提供支持。

加力燃烧室的锥底在工作过程中受到的载荷有不均匀温度场带来的热应力、高温高速燃气带来的气动载荷、气体激振带来的振动应力等[1]。其中，温度和气动载荷的计算是通过FLUENT商业软件计算得到。为减少计算规模，考虑加力燃烧室的周期对称性，取其1/6作为温度场和压力场的计算模型，使用航空发动机设计状态下的参数作为温度场和压力场计算的输入条件。

将计算结果中锥底处的温度与气动载荷提取出来，并加载至ANSYS有限元软件的Mechanical模块中继续计算，最终得到锥底的温度、变形及应力分布。通过对数值模拟结果的分析可得到与故障树梳理一样的故障原因，因此可以根据已有的故障原因对内锥组件进行优化设计。

2 改进方案

首先，根据前期对加力燃烧室工作条件的分析可知，该型发动机加力燃烧室进口温度的大幅度升高将对原加力部件工作环境产生影响，由此带来燃油“自燃”、高温火焰区前移等变化，而低压涡轮出口即加力燃烧室进口温度的升高与发动机整机对涡轮落压比的控制、调节规律有关，为降低加力燃烧室进口温度，改善加力部件工作条件，建议开展整机控制规律和部件匹配性的优化工作。

其次，在目前的加力燃烧室工作条件下，针对前期按故障树排查的故障原因，为解决锥底翘曲变形/孔边撕裂、螺栓断裂及锁紧垫圈脆裂等系列故障，制定了如下几方面的优化措施。

2.1 更换材料

该型发动机锥底螺栓原用材料GH2696在650 ℃以下具有高的屈服强度和持久、蠕变强度，以及良好的高温弹性性能、抗燃气腐蚀性能和加工塑性，适合制造在650 ℃以下长期工作的涡轮和压气机紧固件、盘件和工作叶片、涡轮壳体、环形零件（包括连接环），以及在400～650 ℃工作的圆柱形螺旋弹簧等，合金的短时工作温度可达750 ℃。

锁紧垫圈原用材料1Cr18Ni9Ti为奥氏体不锈钢，有良好的工艺性能、优良的抗氧化性及均匀腐蚀性能，但耐应力腐蚀及点蚀性能较差;延伸性、韧性及深冲性良好，但冷加工硬化率较高;焊接后一般可不需热处理。可在650 ℃以下长期工作，主要用于燃油总管、扩压管及喷管壳体等。

依据仿真结果评估，锥底区域工作温度高达900 ℃以上，GH2696与1Cr18Ni9Ti材料无法在此高温条件下长期工作。在主机循环参数维持不变且内椎体无冷却措施的条件下，需重新开展螺栓与锁紧垫圈的选材分析及试验验证工作。

依据加力燃烧室工作条件和特点对材料性能的要求主要包括以下几个方面[2]：良好的高温抗氧化性和抗燃气腐蚀能力;足够的瞬时和持久强度，良好的冷热疲劳性能;具有高的抗蠕变及低循环疲劳性能;合金在持久工作温度下金属组织稳定;高导热率和小线膨胀系数。

此外，考虑经济性应根据零/部件使用工况和功能选用相应材料，本文根据材料手册统计了加力燃烧室中常用材料牌号及适用工作温度。从统计情况看，使用温度超过800 ℃的高温合金包括GH1140、GH3030、GH3039、GH3044、GH

3218、GH170、GH4698、GH738、GH4638、GH605、GH188共计11种高温合金材料，考虑到上述高温合金材料在加力燃烧室部件中的通用性，特对其中的常用材料的合金特性、用途、热导率、线膨胀系数、抗拉强度、屈服强度、高温持久强度进行对比，其中特性及用途对比见表1。

通过材料手册可知[3]，GH3030、GH3039、GH3044、GH738、GH4698、GH4648、GH3128等高温合金材料的热导率、线膨胀系数差异较小，在900 ℃以下可以忽略不计。在高温条件下（>800 ℃）的抗拉强度和屈服强度相比较而言GH738>GH4698>GH4648>GH3044>GH3128>GH30

39>GH3030，而从高温持久强度的变化趋势分析GH738与GH4698材料略优。结合工厂的实际生产情况（毛料库存、加工技术等），考虑到GH738材料在已有型号发动机加力部件中尚未使用，因此对于锥底连接螺栓可采用GH4698材料，对于锁紧垫圈其毛料为板材，考虑到锥底也为GH4698板材，其高温性能可能适应工作要求，因而考虑将锁紧垫圈材料由1Cr18Ni9Ti变更为GH4698材料。

2.2 抑制锥体组件尾部回流区

由前期对锥底连接螺栓和锁紧垫圈故障情况原因分析可知，內锥体组件的结构较长，其尾端面与稳定器的后缘截面距离较近，将出现在锥底附件区域的回流挂火，导致锥底及其连接件的工作温度较高。为此，考虑在锥体组件总长公差范围内按公差控制长度。即将锥体原长度尺寸“588±3”变更为“”，另外依据各台份发动机试车后故检情况，在内锥体后段组件安装边上存在着不同程度的变形和压痕，经过进一步的检查分析判断应为热态工作时稳定器与锥体后安装边干涉所致，由热态尺寸链估算在800 ℃的工作环境下，内径向稳定器与锥体后段的干涉量约为4 mm，为此考虑在原锥体后安装边结构基础上采用收直径设计。

2.3 锥体组件采用冷却措施

该型发动机内锥体组件上共开设6500-φ0.8孔，此结构为冷却气膜孔，因此还应开展发动机涡轮支承、内锥体空气系统冷却流路分析及换热数值仿真分析，从结构上考虑对内锥体组件的冷却措施。

2.4 加大锥底连接孔尺寸

从故障原因分析可知，锥底在长期的高温工作条件下将产生翘曲变形，同时其与被连接件在轴向和径向热膨胀量的差异将产生热应力，为确保锥底在高温条件下的可靠工作，应采取恰当的措施来减少或避免附加热应力的产生。为此，可考虑采用异形孔或加大连接孔孔径的措施来释放锥底工作过程中因热变形不协调而产生的附件热应力。

2.5 加强锥底刚性设计

由各台份发动机加力燃烧室锥底的检查情况分析，锥底随整机大状态工作时长的不同均存在不同程度的边缘翘曲及沿外径向的孔边变形/撕裂故障，为此在释放附加热应力的同时还考虑增加锥底的刚性来抵御因长期高温而产生的翘曲蠕变。

3 结语

数值模拟的结果表明，前期通过故障树梳理得到的加力燃烧室内锥组件故障原因是可信的。针对故障原因可以对内锥组件采取以下方案进行优化：将锥底连接螺栓和锁紧垫圈的材料更换为GH4648;通过控制锥体组件总长来抑制锥体组件尾部回流区;从结构上考虑对锥体组件采取冷却措施;在原基础上加大锥底连接孔的尺寸;进一步加强锥底刚性设计等。

参 考 文 献

[1]陈光.航空燃气涡轮发动机结构设计[M].北京：北京航空学院出版社，1987.

[2]《航空发动机设计手册》总编委会.航空发动机设计手册（第18册）[M].北京：航空工业出版社，2000.

[3]《中国航空材料手册》编辑委员会.《中国航空材料手册》（第二版）：第二卷[M].北京：中国标准出版社，2002.

[责任编辑：钟声贤]