某型发动机叶片断裂故障分析 中文

某型发动机叶片断裂故障分析Fracture Analysis of a Typical Aero-engine’s Blade
叶片是发动机中的关键零件，因此对叶片强度、振动、耐久性、可靠性研究越来越显得重要。

叶片工作时要受有较高的离心负荷，热负荷以及由振动引起的交变负荷及腐蚀、氧化等方面的影响，特别是前几级压气机叶片还受到发动机进气道外来物的冲击，并受风砂，冰雹，鸟撞及海洋气候的腐蚀，这就更使叶片故障大大增多，在发动机实际工作中常常发生发动机叶片裂纹和折断故障。

本文通过对叶片振动特性的计算分析，全面的探讨了改变叶片材料、温度、转速及叶片的边界条件对叶片固有振动频率的影响，进而得到叶片振动特性对叶片掉角故障的影响，判断叶片断裂原因,制定有效的改进措施。

以某型发动机压气机第二级转子叶片掉角故障为例，利用ANSYS软件计算该型发动机原型及A型叶片在非旋转态及旋转态时的固有振动特性，作Campbell图进行共振分析及叶片的动力响应分析；并对压气机工作叶片的动力响应，即位移响应和响应应力作了较全面的分析研究；分析了激振力频率在叶片第一阶固有振动频率附近时的共振响应及尾流激振下叶片的动力响应；与已有试验结果对比进行综合研究。

通过计算分析结果表明：某型发动机压气机第二级转子叶片掉角故障主要是由于叶片在慢车转速附近时，产生了二阶扭转振型的共振，导致高周疲劳损伤，边界条件对叶片的振动特性影响不大；在非旋转态下，约束榫头底面时叶片固有振动频率最低，约束榫头与轮盘接触面叶片的固有振动频率稍高，而榫头完全约束时叶片的固有振动频率最高；旋转态固有振动频率约比非旋转态固有振动频率提高了1/4至1/3，各阶固有频率计算值随着转速的增加而增加。

因此要准确预测叶片的振动特性，在旋转态下的叶片必须计入转速的影响。

根据叶片的结构条件，由于尾流激振频率与叶片的第五阶和高阶复合固有振动频率相近，故尾流激振形成的强迫振动容易形成共振响应。

由此叶片的第五阶和高阶复合固有振动附近的响应分析说明，所引起的共振位移响应及响应应力均比较大。

通过对叶片振动特性的计算分析结果能够迅速判断叶片断裂故障原因，同时，根据计算结果可以进行有针对性的试验，大大缩短试验时间和费用，对于制定叶片的改进方案，避免类似故障再次发生具有重要意义。

通过本计算方法所得到的结论与测试实验所得到的结论是基本一致的。

因此，本文所用的分析方法及得出的结论易于推广到舰船、机电等应用燃气轮机的重要工业部门的类似结构系统的分析研究中，本课题的研究方法及结论具有广泛的工程意义。

1 .研究背景
1 .Study background
自从燃气涡轮发动机问世以来，在发动机研制初期存在重性能，轻结构强度、耐久性和可靠性的倾向。

直到外场使用不断出现零、组件结构故障，影响使用，给军事上、经济上造成重大损失后，才把结构强度振动研究放到与发动机性能同等重要地位来对待。

长期使用、维护及排故的经验说明现代的航空发动机则必须满足“三性”的要求，即适应性、可靠性和维修性。

这不仅要保证发动机设计中的性能要求，更主要的是要保证发动机在使用中的安全与可靠。

飞机发动机故障特征的研究和检测历来受到学术界和工程界研究人员的重视[2-5]。

由于叶片特别是工作叶片是发动机中的关键零件，对叶片强度、振动、耐久性、可靠性研究越来越显得重要，相应的文献中报导有很多。

叶片是航空发动机中重要零件之一，其所处的工作环境是十分严峻的。

它受有较高的离心负荷，热负荷以及由振动引起的交变负荷及腐蚀、氧化等方面的影响，使叶片容易产生故障，而前几级压气机叶片还受到发动机进气道外来物的冲击，并受风砂，冰雹，鸟撞及海洋气候的腐蚀，这就更使叶片故障大大增多，特别是工作叶片受有离心负荷作用，它比静子叶片的工作条件差得多。

在发动机实际工作中常常发生发动机叶片裂纹和折断故障。

引起叶片故障的原因主要有：(1)低循环疲劳：它由飞行包线和载荷谱决定或颤振引起。

颤振是在气流诱导下产生的一种自激振动现象。

(2)蠕变/应力断裂：它主要存在于涡轮叶片上。

(3)高循环疲劳：它是由振动引起的疲劳。

此外还有表面的氧化和腐蚀及外物撞伤等原因。

它们有时是综合作用的，如高、低周复合疲劳等等。

高循环疲劳可以由叶片的共振或抖振引起。

叶片的共振是指激振力频率和叶片的固有频率相同时引起的振动。

抖振是由随机气动力激振引起，是由于燃烧室工作环境变化所引起的特有的一种振动。

本文仅研究叶片的固有振动及动力响应。

叶片振动时的振型呈多种多样，可大致归纳为如下四种。

如图1.1所示。

因此实际的发动机叶片是变厚度并带有扭向的，故其振型多数是复合型的。

由于对发动机推重比的要求日益提高，叶片应设计得轻些，但叶片因受气动要求及强度的限制，难于减得很轻。

航空涡轮发动机的发展从诞生至今已有半个多世纪的历史，在这期间，发动机的性能获得了极大的提高，其中最关键的性能指标为推重比，从最初的1.1达到目前的10以上。

根据美国国防部预研局的综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划，在2020年以前，由于材料、工艺及其它相关技术的迅速发展，航空发动机的推重比可
望达到20，同时耗油率降低40 %。

在目前的基础上使推重比大幅度提高，就必须大量使用新结构、以及由此而产生的新材料、新工艺。

这会使叶片的强度与振动研究跨往一个新的领域。

1）弯曲振型 2）扭转振型 3）弦向和复合振型
图1.1叶片振型图
Fig1.1 Model of Blade Vibration
本文将以某型发动机压气机第二级转子叶片掉角故障为例，利用ANSYS软件计算该型发动机原型及A型叶片在非旋转态及旋转态时的固有振动特性，作Campbell图分析共振及叶片的动力响应；并通过改变叶片材料、温度、转速及叶片的边界条件运用ANSYS 软件分析对叶片固有振动频率的影响。

本文所建立的分析方法、得出的无量纲数据与曲线、有关振型与振动应力分布云图及由此引出的一些结论，在今后类似的研究工作与工程实践中均有一定的应用价值。

2.航空发动机叶片振动研究情况
2.The aviation motor blade vibration studies a circumstance
在国外发动机研制工作中，明确地提出了结构设计准则的要求。

如美国在一九七三年就制定了涡喷、涡扇发动机通用规范MIL-E-5007D，该规范规定了设计准则。

由于先进发动机的不断问世，因而发动机部件设计准则(包括叶片)也在不断完善和更新，英、法等国家也先后制定了新的设计准则。

一方面，由于计算机的快速发展，并应用到航空领域，有限元法分析技术及模态分析试验技术使得叶片强度和振动计算及试验更加方便、快捷而保持足够的准确性。

且由于计算机软件开发工作者根据实际工程计算分析的需要，开发出了许多像ABAQUS、ADINA、ANSYS、ASKA、NASTRAN、SAP、ALGOR等有关有限元计算的软件，并应用于实际计算，使计算快捷、方便而精度提高。

当前由于有限元技术不断改善，一般情况计算分析结果都可作为主要设计依据。

虽然我国计算机软件工业落后于国际先进水平，但是仍有许多学者对叶片的振动特性进行了计算分析，他们主要着重于某一级叶片，利用有限元分析方法进行分析。

如某型发动机的带冠和冷却小孔的涡轮叶片的振动特性分析，分析了小孔、均匀温度场以及非均匀温度场条件下，叶冠边界条件等对振动特性的影响，同时依据共振疲劳损伤寿命理论确定叶冠的最佳间隙值，来增加使用寿命；带宽弦叶片的盘片耦合振动特性研究，建立带宽弦叶片的盘片耦合系统的基本重复扇区的有限元模型，并采用波传播技术对耦合系统进行了振动特性的计算分析，指出了宽弦叶片在振动中表现出的特有振型，以及随转速的变化规律，分析了盘片耦合后的振动特性，以及叶片各阶振动频率随节径数变化的规律。

带冠叶盘的二维子结构循环非线性力学模型的研究，考虑了叶片振动方向与叶冠摩擦面之间的夹角, 是对单自由度子结构循环模型的改进，同时给出了对应于二维子结构循环模型的运动方程并对基于这一模型的系统的响应特性进行了分析，特别研究了叶冠摩擦面角度的影响。

为了研究带冠叶盘系统的动力特性，Griffin和Sinha等人提出了单自由度子结构循环的非线性力学模型，在此模型中仅考虑叶片的一阶弯曲振动，每一叶片用一个质量-弹簧系统来模拟。

还有多位学者用此模型对带冠叶盘系统进行了研究。

传统的叶片振动设计主要是依据叶片共振转速图来分析叶片在动态时可能出现的共振情况。

振动问题较静力问题复杂的多，目前振动可靠性研究还处于初级阶段，上海史进渊提出了零件避开共振的可靠性计算模型，美国Trong T Y将概率故障树法应用于分析和评估航天飞行器叶片的疲劳寿命和振动，而利用干摩擦对叶片进行减振是一种简单而有效的方法。

在叶片缘板下加摩擦阻尼块是一种应用广泛的减振方式, 近二十多年来, 许多研究人员在这一领域做了大量的理论、实验研究, 应用多种非线性分析方法求解带阻尼块叶片的响应特点, 为阻尼块的最优设计提供了一定的理论依据。

总之，由一系列计算分析与试验对照可知，本文的计算结果及所得结论与试验结论基本一致。

通过本计算方法能够迅速判断叶片断裂故障原因，并根据计算结果进行有针对性的试验，可以大大缩短试验时间和费用，本文所建立的分析方法、得出的无量纲数据与曲线、有关振型与振动应力分布云图及由此引出的一些结论，在今后类似的研究工作与工程实践中均有一定的应用价值。