某涡轴发动机粉末冶金燃气涡轮盘强度设计

某涡轴发动机粉末冶金燃气涡轮盘强度设计

王建方张勇

(中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002）

摘要：本文对发动机中的关键件涡轮盘的主要失效模式和设计需要考虑的强度问题进行了总结，对某粉末冶金燃气涡轮盘进行了强度分析,并对该涡轮盘进行了强度评估和寿命分析，为该涡轴发动机燃气涡轮盘结构强度设计提供参考.

关键词：涡轴发动机燃气涡轮盘强度分析

MechanicaldesignofTurbineshaftengineturbinedisk

WangJianfangZhangyong

(AECCHUNANAviationPowerplantResearchInstitute，Zhuzhou，China412002)

Abstract：Aprocedureofmaindisabledmodeandintensityissueforturbinediskwassummarized.Thestrengthofapowdermetallurgygasturbinediskwasanalyzedandthelifeofthediskwasanalyzed.Thereferenceofthestructurestrengthdesignofgasturbinediskwasprovided.

Keywords：turbineshaftengine；gasturbinedisk;mechanicaldesign.

1、引言

燃气涡轮盘作为航空发动机中的一个关键零件，其承受较高的工作温度和转速，在很多的航空发动机中，涡轮盘的寿命一直是发动机关键件中寿命最短的，其寿命直接决定了发动机的寿命。现代发动机随着性能指标的不断提高，轮盘的工作环境越来越恶劣，为了满足使用要求，粉末冶金材料开始大量应用于燃气涡轮盘上

某涡轴发动机在国内首次采用粉末冶金作为燃气涡轮盘材料，由于制造工艺的局限性，粉末冶金盘不可避免存在一定尺寸的夹杂缺陷，通过对该燃气涡轮盘所用粉末冶金材料开展了夹杂及其位置对粉末冶金材料低周疲劳寿命影响的研究，试验表明，表面夹杂比内部夹杂对寿命影响更大。为了解决此问题，通过大量材料试验得到粉末冶金材料可靠度为99.87%的材料低循环疲劳寿命方程，设计中采用此方程以考虑夹杂等缺陷的影响。

2、涡轮盘破坏的主要形式

涡轮盘主要的破坏形式有：

1)涡轮盘榫槽处出现裂纹和断裂，见图1；

2)轮心出现裂纹；

3)轮盘偏心孔处出现裂纹；

4)轮盘子午截面破裂；

5)蠕变损伤，导致轮盘破裂。

以上几种为涡轮盘常见的几种破坏形式，为了防止轮盘出现破坏，提高设计安全裕度，在设计阶段必须对涡轮盘各种可能的破坏形式进行详细的强度设计分析，从而保证涡轮盘的强度。

3涡轮盘强度设计需要考虑的主要问题

根据涡轮盘的可能破坏形式，涡轮盘强度设计需要考虑的主要内容有：

1）涡轮盘榫槽的静强度设计；

2）涡轮盘盘体静强度设计；

3）涡轮盘盘体持久静强度设计；

4）涡轮盘榫槽低循环和持久寿命设计；

5）涡轮盘盘体低循环和持久寿命设计；

6）涡轮盘破裂转速。

4涡轮盘强度分析

根据该燃气涡轮盘的装配关系，应力分析需考虑的载荷有：

1）各状态转速；

2）各状态温度；

3）叶片离心力；

4）中心拉杆拉力。

4.1榫槽应力计算

榫槽主要考核榫齿图2的D-D截面的拉伸应力、榫齿面挤压应力和榫齿根部的剪切应力、弯曲应力的等效应力。其常规计算的主要公式为：

拉伸应力计算公式：

目前榫齿的强度校核都是基于常规计算得到的应力，故本文的榫齿应力分析同样基于常规分析方法。通过计算涡轮盘榫槽拉伸应力=407.9MPa，剪切应力=235.9MPa，弯曲应力=114.5MPa，等效应力=424.3MPa，挤压应力=597.2MPa。

4.2涡轮盘应力分析

采用MSC.Patran对该燃气涡轮盘进行有限元前后处理，采用MSC.Nastran进行线弹性有限元分析。轮盘载荷和结构具有循环对称性，共有43个榫槽，本文取包含一个完整榫槽在内的1/43循环对称段作为计算模型，采用二十节点六面体单元进行网格划分。约束和载荷施加如下：

1）约束图4所示A处的轴向位移和一个节点的周向位移；

2）叶片离心力转换成面力施加在轮盘榫齿接触面上；

3）中心拉杆轴向力以面力形式施加在图4的B处；

4）温度载荷以节点温度形式施加在模型上。

在起飞状态下的当量应力分布见图6，其最大当量应力位于轮心。

4.3涡轮盘强度校核

对涡轮盘进行静强度校核，校核结果见表5。

4.4涡轮盘盘体持久静强度校核

持久强度储备计算公式:

4.5榫齿持久静强度校核

由于榫齿温度较高，取起飞时间的两倍进行持久强度校核发现其储备系数不能满足要求，本文分别将各状态的持久强度储备系数求出，然后求持久静强度局部当量储备值。方法如下：

通过计算拉伸应力、等效应力和挤压应力持久静强度局部当量值分别为2.61、2.53和1.90。

4.6轮心低循环寿命预估

通过大量的材料试验，得到了可靠度为99.87%的材料低循环疲劳寿命方程，设计中采用此方程以考虑夹杂等缺陷的影响。

采用FGH95低循环应变-寿命曲线对轮心进行寿命预测，FGH95在600℃时对称循环下的应变－寿命曲线（γ=95%，P=99.87%）为：

t/2=(f/E)(2Nf)b+f(2Nf)c.....(10)

循环应力-应变曲线为：

t/2=(/2E)+(/2K)1/n...(11)。

在考虑平均应力的情况下应变-寿命曲线为：t/2=((f－m)/E)(2Nf)b+f(2Nf)c。其中：f=2029MPa，b＝-0.096，f＝1.67％，c＝-0.41，K＝1584MPa，n＝0.042，m为平均应力。对轮体上应力最大位置（轮心）进行低循环疲劳寿命计算，计算结果见表3。

通过计算得到燃气涡轮盘小时数寿命为4900小时。

4.7轮盘破裂转速

在发动机设计规范中对轮盘的破裂转速做了严格要求，涡轮盘的破裂形式分为两种，一种是轮盘子午截面破裂，一种为圆柱截面破裂，采用如下两个公式计算轮盘子午和圆柱截面破裂转速：

通过计算得到该涡轮盘子午和圆柱截面破裂比分别为1.47和1.43，满足设计标准要求。

5涡轮盘强度试验验证

燃气涡轮盘需要考虑的强度试验主要有：低循环疲劳试验和超转破裂试验。

由于试验台无法模拟发动机工作时涡轮盘的真实温度场，故需要进行试验载荷等效，根据试验状态下的温度进行转速转换，使试验效果等同于发动机中规定要求达到的效果。

5.1低循环疲劳试验转速等效

对于低循环等效主要是根据寿命相等原则进行试验转速转换，转换的方法为：

根据实际情况，选择涡轮盘的一个部位作为低循环疲劳试验的考核部位，主要的部位有轮心、榫槽和偏心孔。发动机上的标准应力循环为：0—最大—0，试验循环为：试验下限转速—试验上限转速—试验下限转速。根据试验器系数1.0确定上限转速。

试验器系数计算公式[4]为：

根据试验器系数1.0，求得到上限转速下应力值。根据上限转速应力值，反推工作转速。计算得到的低循环疲劳试验转速为46075r/min。

5.2超转破裂试验等效转速

超转试验主要考核轮盘在超转情况下，轮盘可能发生较大的塑性变形还能否正常可靠工作。破裂试验用于保证轮盘的静强度。基于超转试验的目的，目前有两种等效方法，一是在破裂比相当原则，既在发动机超转试验条件下的子午截面和圆柱截面破裂转速与超转转速之比等于试验条件的子午和圆柱截面破裂转速与试验条件下的等效超转转速之比。即：

目前超转试验等效主要是基于第一种方法，即破裂比相当原则原则进行等效转速分析。

对于破裂试验转速的等效原则是破裂比相当，即：

使用以上方法计算得到超转和破裂试验转速分别为53431r/min和56459r/min。

5.3试验结果

根据以上方法确定的试验等效转速，进行了该粉末冶金涡轮盘超转15%、破裂试验及规定寿命要求的循环疲劳试验，试验后检查表明：涡轮盘没有出现裂纹。该涡轮盘已随发动机完成了首翻期和低循环疲劳试验。试验也表明该发动机涡轮盘具有足够的强度和寿命。

6结论

本文对涡轮盘可能的破坏形式进行了分析，对强度分析需要考虑的内容进行了总结。并对国内首次使用粉末冶金的某燃气涡轮盘强度、寿命设计进行了详细的设计分析，并通过试验得到了验证，目前装该涡轮盘的发动机工作稳定，静强度和寿命均满足设计要求。

参考文献：

[1]吕文林.航空发动机强度计算.国防工业出版社,1988.

[2]陈传尧.疲劳与断裂.华中科技大学出版社.2002.

作者简介：王建方，男，1980年8月生，高级工程师，主要研究方向：航空发动机结构强度

通信作者：王建方，hnwjf@163.com