压气机转子叶片掉块故障研究

2021-05-09祁圣英

燃气涡轮试验与研究 2021年5期

杨俊，白哲，祁圣英，李斌

(1.空装西安局某军事代表室，西安 710021；2.中国航发西安航空发动机有限公司，西安 710021)

1 引言

航空发动机压气机转子叶片因转速高、载荷大、工况复杂，在工作过程中容易失效[1-2]。其中，共振疲劳断裂是叶片最常见的失效模式之一[3-4]。针对这一失效模式，研究人员开展了大量的工作。傅国如等[5]就航空发动机叶片实际使用中常见的共振疲劳断裂引起的变形、断裂等典型失效模式，从理论和实践两方面，系统阐述了其失效机理、失效规律、失效原因及宏微观特征。李伟[6]指出，叶片失效的根本原因是设计缺陷，动态测试分析对故障定性具有重要作用。佟文伟[7]对航空发动机风扇叶片裂纹故障进行了研究，确定叶片裂纹为高周疲劳裂纹，叶片与机匣涂层发生摩擦是导致叶片疲劳开裂的主要原因，应力集中以及振动应力也会引起疲劳裂纹萌生及扩展。胡安辉等[8]通过振动特性试验和分析对某型发动机压气机第4 级转子叶片断裂故障进行研究，发现叶片失效是由于发动机在某工作转速时产生共振导致疲劳失效。

近年来，某型发动机压气机第5 级转子叶片掉块故障在外场频繁发生，并造成后面级叶片二次打伤，严重影响飞行安全，造成大量发动机返厂排故。本文针对该故障开展了研究，在排除叶片原材料缺陷、加工质量问题的基础上，通过对叶片断口宏、微观理化分析，振动特性分析，试验验证等手段确定了故障性质和原因，并采取相应改进措施。最终故障问题得以解决，保证了飞行安全，同时也为类似故障研究提供了借鉴。

2 断口形貌分析

历次故障叶片掉块位置均起始于叶尖与叶盆或叶背的交角处，裂纹从叶尖起始向下部和排气边方向扩展，掉块面积一般小于15 mm×15 mm，如图1所示。断口起源均始于叶尖附近，断口较为平坦，宏观形貌相同，无明显塑性变形，且靠近叶尖部位颜色较深，呈黑灰色，排气边附近颜色较浅。掉块叶片宏观形貌如图2所示。

图1 故障叶片掉块位置Fig.1 Blade fracture position

图2 掉块叶片宏观形貌Fig.2 Blade fracture macro morphology

掉块故障叶片断口呈明显的疲劳特征，如图3、图4所示。疲劳均起始于叶尖与叶盆或叶背的交角处(据统计，56%掉块故障起源于叶尖与叶盆的交角处，44%掉块故障起源于叶尖与叶背的交角处)，源区附近未见材料及冶金缺陷，以及明显的机械损伤。裂纹向排气边方向扩展，疲劳扩展区呈解理特征，有明显河流花样及疲劳条带特征，如图5 所示。整个断口疲劳扩展充分，瞬断区位于排气边附近。对掉块叶片的材料化学成分和硬度进行检测，均符合相关标准要求[9-10]，未见明显异常。

图3 叶片掉块源区宏观形貌Fig.3 Macro morphology of blade fracture source region

图4 叶片掉块源区微观形貌Fig.4 Micro morphology of blade fracture source region

断口形貌分析表明，历次故障件掉块位置宏观、微观特征基本相同，均为共振引起的高周疲劳断裂。

3 振动特性分析

3.1 理论计算

该型发动机压气机第4级转子叶片曾发生过高阶共振断裂故障[7]。根据振动理论，低阶固有频率振型比高阶对结构的振动影响大，本文利用ANSYS有限元分析对第5级转子叶片的前20阶模态及叶片等效振动应力分布进行计算，确定可能引起掉块故障的共振频率、阶次和振动模态。图6、图7 示出了部分阶次的计算结果。可看出，叶片1 阶模态为一阶弯曲振动，振动节线为弦向，位于叶片根部，因此叶根中部的模态应力最大。2阶模态为一阶扭转振动，最大模态应力点位于排气边叶根处。3 阶模态为二阶弯曲振动，最大应力点位于叶根处，同时叶片中部2/3 叶高处也出现了大应力区。4 阶模态为二阶扭转振动，8 阶模态为三阶扭转振动，9 阶模态为二阶弯曲和一阶扭转的复合型振动。4阶、8阶、9阶模态最大应力点均出现在叶背4/5叶高靠近排气边处。4阶、8阶、9阶振动模态与掉块部位基本吻合。

图6 部分阶次振型模态图Fig.6 Vibration mode of each order

图7 部分阶次振型等效应力分布Fig.7 Equivalent stress distribution of each order

3.2 试验验证

在0～15 kHz 范围内压气机第5 级转子叶片共有20阶振动模态，抽取15片叶片，对其各阶振动频率和振型进行了测量。图8示出了其中1片叶片部分阶次的振动模态，表1给出了叶片前9阶静频计算与试验结果对比。可知，叶片前9 阶静频计算结果与试验结果很接近，计算振型与试验得到的基本一致，频率最大误差为5.22%。

图8 试验过程部分阶次模态图Fig.8 Vibration mode of each order in test process

表1 计算与试验频率对比Table 1 Contrast between computation and test results

4 共振特性分析

该型压气机第5级转子叶片前后级静子叶片数量均为80片。为防止喘振，在转子第3、第4级之间设置了放气带，放气带由41 个放气窗口组成。因此，第5 级转子叶片工作中可能承受的激振力倍频K=40，41，80，82，160。

图9示出了叶片1阶～14阶坎贝尔图。图中，灰色方块表示共振频带内存在特征转速，特征转速为放气带开闭转速3 850 r/min、额定工作状态转速4 425 r/min、最大工作状态转速4 700 r/min、应急工作状态转速4 900 r/min。可以得出，工作转速范围最大振动应力区域与实际故障叶片掉块区域相似的振动模态有：K=40在4 700 r/min转速附近引起的叶片4 阶共振，转速范围在4 601～5 113 r/min 之间。K=41在4 900 r/min转速附近引起的叶片4阶共振，转速范围在4 489～4 987 r/min之间。K=80在4 425 r/min转速附近引起的叶片8 阶共振，转速在4 450 r/min左右。K=82在4 340r/min转速附近引起的叶片8阶共振，转速范围在4 200～4 425r/min之间。K=80在4 827r/min转速附近引起的叶片9阶共振，转速范围在4 700～4 900r/min 之间。K=82 在4 700 r/min 转速附近引起的叶片9 阶共振，转速在4 712 r/min 左右。K=160在3 000 r/min转速附近引起的叶片10阶共振，转速在2 938 r/min左右。K=160在3 850 r/min转速附近引起的叶片13阶共振，转速在3 705 r/min左右。

图9 叶片1阶～14阶坎贝尔图Fig.9 Campbell chart of the 1st order to the 14th order

从叶片等效应力分布图(图7)发现，发动机工作转速内，各危险共振点的最大振动应力位置如表2所示(仅列出部分阶次)。叶片相对最大振动应力较为集中地出现在叶盆4/5 叶高且靠近排气边的区域，此区域与故障叶片掉块区域较吻合。

表2 各危险共振点对应的转速、频率和最大振动应力位置Table 2 Rotating speed,frequency and maximum stress of each resonance point

上述共振点中，激振力倍频为40的4阶共振和激振力倍频为160的10阶以上共振的激振力较弱，危险性相对较小。激振力倍频为41的4阶共振转速为4 425 r/min，由于该共振是在放气带打开时才能引发，而转速为4 425 r/min时放气带是关闭的，故此激振力倍频为41 的4 阶共振不可能发生，可以排除。激振力倍频为80的8阶、9阶共振的激振力较强，且在发动机工作常用转速(4 700 r/min、4 900 r/min)附近，据此8 阶、9 阶模态为故障模态的可能性较大。

从计算的振动应力(图7)可以看出，计算所得的8 阶、9 阶模态与试验所得的模态对应，与故障形貌相同；8阶、9阶模态在排气边4/5叶高靠近排气边处的振动应力较高，与故障部位较吻合；共振分析得到8阶、9阶在工作转速范围内存在共振点。据此可认为，引起故障的危险模态可能为8阶、9阶。

5 改进措施及效果

根据以上分析，参考其他同类故障改进措施，从设计方面对叶片型面进行了改进。即针对叶片锻造设计图，在锻件型面轮廓度公差范围内，对第5级叶片根部截面理论型线进行调整。具体改进措施如下：

(1) 将叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面的型线单边调整0.10 mm，即根部截面厚度增加0.20 mm；

(2) 为避免根部截面变化造成叶片波纹度变化，将叶片Ⅳ截面作为过渡截面，型线单边调整0.05 mm，即截面厚度增加0.10 mm，如图10所示。

图10 叶片改进方案示意图Fig.10 Sketch map of blade improvement plan

改进后叶片的1阶频率测量值较改进前叶片的提高了约22 Hz(叶片制造过程中无法测量8阶、9阶频率，但理论计算表明分别提高了119 Hz、123 Hz)，共振转速提高约50 r/min，在一定程度上避开了共振带。此外，叶片疲劳性能对比试验表明，改进后叶片平均疲劳寿命提高约23%。外场使用表明，改进后叶片再未发生掉块故障，改进效果良好。