涡轴发动机压气机盘裂纹扩展寿命研究_张权.pdf

长沙航空职业技术学院学报JOURNAL OF CHANGSHA AERONAUTICAL VOCATIONAL AND TECHNICAL COLLEGE第 23 卷第 1 期2023 年 3 月Vol.23 No.1Mar.2023-1-DOI:10.13829/ki.issn.1671-9654.2023.01.001涡轴发动机压气机盘裂纹扩展寿命研究张权1，艾书民1，唐广1，2(1.中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002；2.中国航空发动机集团航空发动机振动技术重点实验室，湖南株洲412002)摘要：为提高发动机关键件的损伤容限设计水平，对涡轴发动机压气机第一级叶片盘裂纹扩展寿命开展了系统的计算分析和试验研究。建立了轮盘的裂纹扩展有限元分析模型，对轮盘工作状态下的应力、裂纹扩展几何历程和裂纹扩展寿命进行了计算分析。在立式轮盘试验器上分多阶段开展了一级叶片盘的裂纹扩展试验，试验后对轮盘及其断口进行了宏观、微观检查，对断口裂纹扩展寿命进行了定量计算。试验结果证明三维裂纹扩展仿真分析方法有效、可靠且精度较高。为涡轴发动机压气机典型零件裂纹扩展分析积累了宝贵的经验。关键词：损伤容限；压气机盘；裂纹扩展；疲劳寿命；仿真分析；断口分析中图分类号：V231.95文献标识码：A文章编号：1671-9654(2023)01-0001-04Research on Crack Growth Life of the Compressor Disk of a Turbo-shaft EngineZHANG Quan1,AI Shu-min1,TANG Guang1,2(1.AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute,Zhuzhou Hunan 412002;2.AECC Key Laboratory of Aero-engine Vibration Technology,Zhuzhou Hunan 412002)Abstract:In order to improve the level of damage tolerance design,the crack growth life of a compressor disk was studied by simulation analysis and experiment.A finite element model of the impeller was established.Stress,crack growth geometry progress and crack growth life of the impeller under working condition are calculated and analyzed.Crack growth experiments were carried out on a vertical disk tester.After test,the fracture was observed macroscopically and microscopically.The fracture crack growth life was quantitatively calculated.Valuable experience in crack growth analysis of typical turboshaft compressor parts was provided in this research.Key words:damage tolerance;compressor disk;crack growth;fatigue life;simulation analysis;fracture analysis收稿日期：2022-06-26作者简介：张权(1993)，男，安徽舒城人，工程师，工学硕士，研究方向为航空发动机结构强度。大量的发动机使用经验表明部件的材料和加工缺陷是客观存在的，但是由于这些缺陷的存在概率很小，不能完全在试验室抽样试验中反映出来，因此安全寿命方法难以对其进行描述，一般是通过假设部件不存在缺陷的方式来处理。然而1989 年材料夹杂缺陷导致的苏城空难和 1996 年轮盘连接螺栓处的加工缺陷导致的潘城空难表明，这些极小概率存在的缺陷一旦发生，将引起灾难性的后果。事实表明，对于存在缺陷的情况而言，传统方法并不适用。损伤容限设计是假设零件存在初始缺陷，用基于断裂力学的疲劳裂纹扩展分析方法，分析零件中的裂纹扩展速度和寿命，确保其拥有足够的剩余强度和寿命，不至于在检查间隔时间内发生破坏。-2-长沙航空职业技术学院学报第 23 卷国内外许多学者和工程人员对轮盘裂纹扩展进行了研究，Hou J 等通过对预制裂纹的轮盘进行疲劳试验，获得其裂纹扩展速率和寿命1；江有为开展了某动力涡轮盘裂纹扩展寿命研究，通过仿真计算和试验验证，对比分析了该轮盘的裂纹扩展速率2；李宇飞采用三维裂纹参数化建模、扩展模拟方法，研究了某涡轮盘的裂纹扩展行为，获得了轮盘剩余寿命和裂纹尺寸之间的关系3；邹煜申等结合仿真计算和试验验证，研究了某动力涡轮盘的裂纹扩展寿命4；吴英龙等开展了含内部缺陷的钛合金轮盘裂纹扩展研究，通过对试验后的残骸进行断口分析，确定了内部裂纹扩展的形式5。本文通过对压气机第一级叶片盘进行仿真分析，确定了其裂纹扩展几何历程和裂纹扩展寿命，对预制缺陷的压气机盘进行裂纹扩展试验，并对试验后的断口进行分析，试验结果验证了仿真分析的准确性。该技术可用于工程研制领域的轮盘寿命设计，为发动机压气机典型零件的强度寿命设计积累了经验。1 仿真计算压气机第一级叶片盘上均匀分布有形状相同的 15 个叶片，对一级叶片盘计算模型进行简化处理，简化后的一级叶片盘结构和载荷均具有循环对称性，采用循环对称方法进行计算，取包含一个完整叶片在内的整个一级叶片盘的 1/15 循环对称段作为计算模型，采用十节点四面体单元进行网格划分。采用FRANC3D软件进行三维裂纹扩展分析，为提高计算效率，将有限元模型划分为裂纹扩展区域（子模型）和非裂纹扩展区域（全局模型），裂纹扩展在子模型上进行，全局模型及子模型剖分边界面上的网格在迭代分析中保持不变，子模型与全局模型通过绑定剖分边界节点整合为完整计算模型。初始裂纹取弧长 0.76 mm、深 0.38 mm 的半圆形表面裂纹。根据轮心考核位置的应力分析结果（不含缺陷）确定初始裂纹位置，轮心取最大周向应力点位置。裂纹扩展分析采用迭代方式进行，轮心裂纹扩展至最后一步的几何形态见图 1，裂纹前缘几何形态变化历程见图 2。图 1 叶片盘轮心部位裂纹面几何形态图 2 叶片盘轮心部位裂纹前缘几何形态变化历程基于 Paris 公式计算裂纹扩展寿命，Paris 公式表达式如下：（1）（2）在给定载荷作用下，计算得到压气机第一级叶片盘从初始裂纹到失稳扩展的循环数，详见表1，轮心位置的裂纹扩展 a-N 曲线见图 3。预计裂纹扩展寿命在 5 651 次左右，裂纹失稳时裂纹长度约为 8 mm。表 1 叶片盘从初始裂纹到失稳扩展的循环数考察部位循环载荷初始裂纹长度/mm初始裂纹到失稳扩展循环数/次考虑分散系数后循环数/次轮心0 最大 00.3811 3025 651备注：疲劳裂纹扩展寿命分散系数取 2-3-张权，等：涡轴发动机压气机盘裂纹扩展寿命研究第 1 期图 3 叶片盘裂纹扩展（a-N）曲线图2 轮盘裂纹扩展试验试验前，采用电火花在轮心处沿周向均匀加工 3 个预制裂纹，预制裂纹取弧长 0.76 mm、深0.38 mm 的半圆形表面裂纹，预制裂纹放大图如图 4 所示。图 4 预制裂纹放大示意图压气机一级叶片盘共计完成 7 942 次循环。各阶段试验后裂纹扩展情况见表 2，裂纹扩展情况见图 5。表 2 裂纹扩展情况阶段循环数/次1 号裂纹长度/mm2 号裂纹长度/mm3 号裂纹长度/mm第一阶段2 000-第二阶段2 0000.6560.3600.721第三阶段2 0002.7342.8232.758第四阶段1 5007.6336.0267.295第五阶段442-(a)第一阶段后 (b)第二阶段后(c)第三阶段后 (d)第四阶段后(e)第五阶段后图 5 各阶段裂纹扩展情况3 断口分析轮盘盘体碎成 3 大块，断口都是预制裂纹所在的截面，裂纹扩展路径见图 6，仿真计算的轮心部位裂纹前缘几何形态变化历程如图 2 所示，对比可知，仿真计算结果较好地模拟了裂纹的形态变化历程。图 6 裂纹扩展路径将断口从盘体上切取下来，用酒精超声波清洗后，用扫描电镜对断口形貌和疲劳寿命进行分析。1 号裂纹断口形貌见图 7，源区已经被刮磨痕迹破坏 见图 7(b)，扩展区形貌和疲劳条带 见图7(c)图 7(g)，过载区形貌为韧窝 见图 7(h)。2 号裂纹和 3 号裂纹的断口形貌与此类似，不再赘述。-4-长沙航空职业技术学院学报第 23 卷(a)断面局部 (b)源区附近损伤(c)源区疲劳条带 (d)源区附近疲劳条带(e)扩展区形貌 (f)扩展区疲劳条带(g)扩展末期疲劳条带 (h)过载区韧窝图 7 1 号裂纹断口形貌采用列表梯形法对断面疲劳裂纹所经历的扩展寿命进行定量分析计算。在扩展区内沿着裂纹的扩展方向，对疲劳条带间距逐点进行测定。（3）计算得到，1 号裂纹扩展寿命 6 092 次，2 号裂纹扩展寿命6 064次，3号裂纹扩展寿命6 253次，仿真计算值与试验值的 a-N 曲线如图 8。从图 8 可以看出，轮盘的裂纹扩展仿真计算结果和试验结果较符合，但在裂纹长度扩展到4 mm以后，裂纹的实际扩展速率比仿真计算值稍慢。4 结论（1）试验结果表明裂纹扩展路径与仿真计算结果一致，说明仿真计算结果较好地模拟了裂纹的形态变化历程。（2）从裂纹开始扩展至轮盘破裂，仿真计算结果为 5 651 次循环，试验后对断口进行定量分析计算的结果为 6 064 次循环，二者基本一致，说明三维裂纹扩展分析方法有效、可靠且精度较高。（3）通过开展确定性裂纹扩展分析初步掌握了轮盘的裂纹扩展寿命情况，并通过开展裂纹扩展试验对分析方法的精度和可靠性进行了验证，为涡轴发动机压气机典型零件裂纹扩展分析积累了宝贵的经验。参考文献：1Hou J,Dubke J,Barlow K,et al.3D Crack Growth Analysis and Its Correlation with Experiments for Critical Turbine Components under an International Collaborative ProgramC/ASME Turbo Expo 2008:Power for Land,Sea and Air.American Society of Mechanical Engineers,2008:185-193.2江有为.某GH4169动力涡轮盘裂纹扩展研究D.杭州:浙江大学,2016.3 李宇飞.基于三维裂纹扩展模拟方法的涡轮盘损伤容限研究 D.北京:中国科学院大学,2018.4 邹煜申,宣海军,范梦龙,等.某动力涡轮盘裂纹扩展寿命研究 J.航空发动机,2018(6):64-68.5 吴英龙,宣海军,单晓明,等.基于断口分析的钛合金轮内部缺陷损伤容限 J.航空动力学报,2020(2):358-367.图 8 裂纹扩展 a-N 曲线图