基于六西格瑪設計的高壓渦輪機匣優化設計

侯漢莉，熊艷華，羅安棟，周瑩艫，王增

（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

基于六西格瑪設計的高壓渦輪機匣優化設計

侯漢莉，熊艷華，羅安棟，周瑩艫，王增

（中國燃氣渦輪研究院，成都610500）

結合航空發動機高壓渦輪機匣優化設計綠帶項目，通過對高壓渦輪機匣結構因素的優化，改善了轉子與靜子間的熱匹配特性，保證了該型渦輪小葉尖間隙設計，闡述了六西格瑪設計的方法和工具在航空發動機預先研究中的運用。通過應用客戶需求分析、產品質量屋模型和試驗設計分析等，確定了機匣的關鍵設計因子和傳遞函數，并通過仿真計算表明設計滿足產品使用要求。采用的方法具有通用性，對航空發動機同類產品的六西格瑪設計具有一定的指導作用。

高壓渦輪機匣；六西格瑪設計；需求分析；關鍵質量特性；質量屋模型；實驗設計；設計因子；葉尖間隙

1　引言

六西格瑪設計是一種支持新產品、服務和流程的開發與引進工具［1-2］，其運用科學的方法，準確理解和把握顧客需求，采用統計方法量化系統性能與相關設計參數之間的關系，把關鍵顧客需求設計到產品中，使產品在低成本下實現六西格瑪質量水平。六西格瑪設計在實現提高產品質量和可靠性的同時，還能降低成本和縮短開發周期，具有很高的使用價值。GE公司在六西格瑪設計上取得了卓越的成績，目前中航工業在推廣六西格瑪設計上也取得了一定的成果，在民用航空領域同樣得到了一定的應用［3］。

某型發動機高壓渦輪部件中，由于機匣與轉子的熱響應特性不匹配，無法保證設計狀態小葉尖間隙工作要求，導致渦輪部件性能降低，需進行優化。現有研究表明，合理的間隙控制對發動機的效率與安全性有著十分重要的影響，減小渦輪轉子與靜子件之間的徑向間隙是改善發動機性能的一個重要技術措施［4-8］。因此，在該高壓渦輪部件優化設計中，需采用具備徑向間隙控制功能的渦輪機匣，以改善高壓渦輪部件設計狀態下的工作特性。

本文基于六西格瑪設計的綠帶項目，在某航空發動機高壓渦輪機匣結構優化設計中，通過運用六西格瑪設計方法，找出關鍵設計參數，設定合適尺寸，優化機匣徑向間隙控制，解決其熱響應不匹配的問題，保證設計狀態小葉尖間隙工作要求，使渦輪部件性能滿足設計要求。

2　基于六西格瑪設計的設計過程

以機匣設計體系流程為依據，確定綠帶項目所需人力資源，建立多功能團隊（DFSS-CFT）。成員涵蓋渦輪設計、強度、熱分析、空氣系統、材料、“六性”、質量管理、科研生產管理等多個專業，從行政領導、協同設計、質量管理、科研管理等方面提供全面保障，確保項目順利推進，并最終實現設計目標。

在六西格瑪設計的產品開發過程中，通過基于質量功能展開（QFD）需求分解的FLOW DOWN、基于關鍵質量（CTQ）特性展開的FLOW UP，以及對應的分析方法和工具，對渦輪機匣進行優化設計，實現性能設計目標。技術路徑如圖1所示。

圖1　基于六西格瑪設計的技術路徑Fig.1 Technology map of design for six sigma

在技術路徑中，按照需求分析、目標確定、概念設計、架構設計、結構設計、參數優化、設計驗證等步驟，運用親和圖、需求樹、概念選擇矩陣（PUGH）、QFD、系統邊界圖、實驗設計（DOE）等工具方法開展工作。

2.1識別（Identify）

識別階段運用需求樹和質量屋工具來確定技術要求。在顧客需求識別階段，從上級系統、下游客戶、標準規范、約束四個方面識別出9個顧客，并由多功能團隊根據渦輪部件研制涉及范疇確定其重要度。其中，渦輪設計部門作為上級系統客戶的重要度為5，加工制造部門、計量檢驗部門、裝配部門和試驗部門作為下游客戶的重要度為3，通用技術部門和質量管理部門作為規范標準類客戶的重要度為2，科研管理部門作為約束類客戶的重要度為1。

通過產品協議書任務分解、訪談等方式收集VOC（顧客之聲），共收集38項顧客需求，親和后歸納為8類，生成需求樹。針對顧客需求，專家及多功能團隊成員提出25項滿足顧客需求的技術要求，并根據項目改進設計目標，通過質量屋工具確定重要設計指標和設計約束，生成設計質量表（表1）。

表1　設計質量表Table 1 Table of design quality

2.2概念（Concept）

2.2.1概念設計

基于現有渦輪機匣組件的設計目的、工作環境，對渦輪機匣組件及其下屬零件的功能進行定義、分析，形成渦輪機匣功能系統圖（圖2），明確各功能之間的獨立與從屬關系。

按照DFSS技術路徑，運用QFDII識別出保持冷熱態定心、產生徑向變形、連接燃燒室機匣、連接后承力機匣4項重要功能，并將渦輪機匣組件的25項技術要求轉化成對渦輪機匣組件功能的要求。

根據識別的重要功能，項目團隊通過技術檢索，參考其他型號發動機的設計，得到能實現重要功能的概念碎片，生成12種初步方案。在咨詢專家、多功能團隊成員技術討論后，綜合設計與制造的繼承性、技術成熟度、項目進度等因素，優選出設計方案（圖3），由此確定設計質量表中的2項需要優化的設計指標“Y3”和“Y6”。

2.2.2架構設計

依據優選方案，將渦輪機匣組件劃分成2層的結構層次，逐一分析渦輪機匣組件及其下屬零件的使用功能與架構設計之間的對應關系，繪制功能系統與架構的映射關系（圖4）。

圖2　渦輪機匣的功能圖Fig.2 Functions of turbine casing

圖3　優選方案的結構形式Fig.3 Structure of casing

圖4　功能系統與架構的映射關系圖Fig.4 Relationship mapping between functional system and architecture

根據渦輪機匣組件的使用功能及結構層次，確定渦輪機匣組件在發動機上的系統邊界。如圖5所示，包含了物理連接方式、載荷傳遞及冷氣流路等邊界。通過運用QFDIII，識別出低壓渦輪機匣為重要結構零件。

對重要結構零件進行故障模式影響及危害度分析（FMECA），進行渦輪機匣“高能碎片不包容為頂事件”的功能故障樹分析（FTA）。通過初步可靠性分析，尋找渦輪機匣設計薄弱環節，明確改進應滿足設計要求，根據六性設計提出渦輪機匣六性設計準則。

根據QFDIII、初步可靠性分析以及設計準則要求，完成渦輪機匣的子系統劃分，如圖6所示，明確各子系統的功能以及子系統的傳遞關系。

2.3設計（Design）

基于系統邊界的劃分方案，利用集成計算器輔助制造（IDEF）建立基于功能傳遞的模型，識別出每個子系統的控制參數和噪聲變量，生成設計參數表。利用QFDIV，識別出與重要功能要求、設計約束、可靠性及FTA分析強相關的重要設計參數（表2）。將對結構的設計要求轉化為設計參數進行界定，并根據渦輪部件工況明確參數的取值范圍。

2.4優化（Optimize）

2.4.1實驗實施

利用實驗設計（DOE）優化設計階段識別出的重要設計參數，實驗設計的技術路線如圖7所示。葉尖間隙為響應因子，最大等效應力為約束因子，主燃氣流通面積、外環接觸長度、沖擊孔面積（數量和直徑）為優化因子，采用23全因子實驗，對3個重要設計參數所有水平組合逐一進行仿真計算。

表2　重要設計參數識別（QFDIV）Table 2 Identification of important design parameters（QFDIV）

圖5　渦輪機匣組件的系統邊界圖Fig.5 System boundary diagram of turbine casing

圖6　子系統界面圖Fig.6 Interface chart of subsystem

圖7　實驗設計的技術路線Fig.7 Technology map of DOE

2.4.2實驗分析

使用MINITAB軟件，對3個參數的所有水平組合及計算結果進行方差分析和回歸效果分析，結果表明：①主效應P=0.000＜0.050，說明模型總的效果顯著、有效，2因子交互作用P=0.384＞0.050，說明2階因子交互作用對間隙無顯著影響；②彎曲P= 0.353＞0.050，說明模型無彎曲；③中心點P= 0.353＞0.050，說明中心點效應不顯著，應取消并優化模型。

取消中心點再次進行分析，結果表明：①主效應P=0.000＜0.050，說明模型總的效果顯著、有效，2因子交互作用P=0.384＞0.050，說明2階因子交互作用對間隙無顯著影響；②彎曲P=0.353＞0.050，說明模型無彎曲；③擬合因子主燃氣流通面積和外環接觸長度影響顯著，沖擊孔影響不顯著。

取消不顯著的因子沖擊孔面積，進一步優化模型，結果如圖8所示。通過計算結果及圖9～圖11得出：模型總效果顯著，2階因子交互作用不顯著，模型未發生彎曲，模型改進效果明顯。

圖8　MINITAB分析結果（優化模型）Fig.8 Analysis results（optimization model）

圖9　葉尖間隙交互作用圖Fig.9 Interaction of blade tip clearance

2.4.3傳遞函數構建

根據擬合結果回歸系數得到葉尖間隙回歸方程：

葉尖間隙=0.392 0+0.005 4×主流道燃氣流通面積+0.006 2×外環接觸長度

采用響應優化器進行望目優化：主流道燃氣流通面積為0.024 7 mm2，外環接觸長度為9.28 mm時，葉尖間隙值為0.45 mm，形成設計方案。

圖10　葉尖間隙主效應圖Fig.10 Main effects of blade tip clearance

圖11　葉尖間隙殘差圖Fig.11 Residual errors of blade tip clearance

2.5驗證（Verify）

2.5.1仿真驗證

選取發動機最大熱負荷和最大氣動負荷工況，采用ANSYS軟件對渦輪機匣組件葉尖間隙進行計算校核，結果為：葉尖間隙在設計狀態為0.45 mm，在最大氣動負荷狀態為0.26 mm，在最大熱負荷狀態為0.30 mm，滿足設計目標。

2.5.2試驗驗證方案

根據渦輪部件設計預先研究的試驗情況，可對以下3項試驗方案進行驗證：

（1）在試驗臺上進行機匣加溫試驗，測量機匣溫度和關鍵點位移；

（2）在渦輪部件級性能試驗件上進行機匣溫度和葉尖間隙測量；

（3）在整機試驗中進行機匣溫度和葉尖間隙測量。

3　結束語

運用六西格瑪設計方法，對高壓渦輪機匣進行參考文獻：

優化設計，識別出主燃氣流通面積、外環接觸長度、沖擊孔面積（數量和直徑）三個優化因子。通過影響分析，確定了機匣的關鍵設計因子和傳遞函數，并通過數值仿真表明達到了設計目標。相比于傳統設計方法，六西格瑪設計方法的整個設計過程具有較強的可追溯性，有助于提高設計質量、減小技術風險、縮短研發周期和降低研制成本。此外，本文闡述的方法具有通用性，對于在航空發動機預先研究中應用六西格瑪設計方法具有一定的指導作用。

［1］伯特爾斯.六西格瑪領導手冊［M］.北京：電子工業出版社，2013：2，191.

［2］喬杜里.六西格瑪設計的力量［M］.北京：電子工業出版社，2003：25.

［3］黃東亮，戴蘇榕，張霄曄.六西格瑪設計（DFSS）在民用航空電子產品的應用和實踐［J］.航空電子技術，2014，45（4）：51—54.

［4］《航空渦噴、渦扇發動機結構設計準則》編委會.航空渦噴、渦扇發動機結構設計準則［K］.北京：中國航空工業總公司發動機系統工程局，1997：320—321.

［5］張清，郝勇，霍楓，等.民用大涵道比發動機葉尖間隙控制結構設計分析［J］.沈陽航空航天大學學報，2014，31（2）：14—19.

［6］陳光，洪杰，馬艷紅.航空燃氣渦輪發動機結構［M］.北京：北京航空航天大學出版社，2010：135—136，308—309.

［7］Lattime S B，Steinetz B M.Turbine engine clearance control systems：current practices and future directions［R］. AIAA 2002-3790，2002.

［8］航空航天工業部高效節能發動機文集編委會.高效節能發動機文集：第五分冊——渦輪設計和試驗［M］.北京：航空工業出版社，1991.

Optimization of high pressure turbine casing based on design for six sigma

HOU Han-li，XIONG Yan-hua，LUO An-dong，ZHOU Ying-lu，WANG Zeng
（China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China）

Combined with greenbelt project of aero-engine HP turbine casing optimization design，thermal match characteristics between rotor and stator was improved through optimization of high pressure turbine casing structure to ensure the small blade tip clearance，and the application of six sigma design methods and tools in aero-engine R&D before advanced development was introduced.The critical design factors and transfer functions were determined through several steps:the customers'requirement analysis，the quality house model and the design of experiment.The requirement of the design for the product was satisfied with simulation tools.The method used is universal and helpful for the similar design for six sigma application.

high pressure turbine casing；design for six sigma（DFSS）；requirement analysis；critical to quality（CTQ）；quality house model；design of experiment（DOE）；design factor；blade tip clearance

V232.6

A

1672-2620（2015）04-0036-05

2015-05-05；

2015-08-17

侯漢莉（1982-），女，湖北大冶人，高級工程師，主要從事航空發動機渦輪結構設計。