某在役航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片性能研究?

魏永超 王瀚藝

（1.中國民用航空飛行學(xué)院科研處廣漢618307）（2.中國民用航空飛行學(xué)院航空工程學(xué)院廣漢618307）

某在役航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片性能研究?

魏永超1王瀚藝2

（1.中國民用航空飛行學(xué)院科研處廣漢618307）（2.中國民用航空飛行學(xué)院航空工程學(xué)院廣漢618307）

真實(shí)工況下，渦輪葉片的型面測量、變化分析及其對性能的影響，是需要研究解決的問題。針對目前研究普遍采用仿真葉片模型，且渦輪葉片研究薄弱問題，開展了渦輪葉片型面測量、建模、模型比對以及性能分析完整系統(tǒng)分析。結(jié)合自動開發(fā)的三維掃描系統(tǒng)，完成了真實(shí)工況下的葉片型面測量及差異量化評估，在葉片建?；A(chǔ)之上，采用有限元分析技術(shù)，對葉片在離心負(fù)荷作用下的形變、等效彈性應(yīng)變以及等效應(yīng)力進(jìn)行分析，總結(jié)其變化規(guī)律，得出葉片型面的微小變化對性能的影響趨勢。驗(yàn)證數(shù)據(jù)研究可進(jìn)一步推動構(gòu)建渦輪葉片性能模型，并指導(dǎo)我國發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)與維修。

渦輪葉片；離心負(fù)荷；形變；應(yīng)力

Class NumberV271.4

1 引言

葉片是航空發(fā)動機(jī)的核心，葉片的形狀和尺寸決定著發(fā)動機(jī)的性能。在實(shí)際工作中，葉片表面的積垢、腐蝕、侵蝕等都可使葉片型面和粗糙度發(fā)生改變，從而使其性能降低，引起發(fā)動機(jī)性能衰退。因而葉片性能衰退模型是研究熱點(diǎn)［1～4］。而渦輪葉片尤其是高壓渦輪葉片，由于直接接觸燃?xì)?，葉型表面很容易燒結(jié)形成積垢后改變型面和粗糙度，而型面和粗糙度等因素會影響葉輪部件性能，將直接影響整個發(fā)動機(jī)的性能。同時，由于發(fā)動機(jī)工作時，渦輪將承受離心負(fù)荷等作用，葉片蠕變，葉尖易發(fā)生磨碰，使葉尖間隙增大，造成部件乃至整個發(fā)動機(jī)性能下降。因此，針對發(fā)動機(jī)渦輪葉片型面量化及性能分析，構(gòu)建渦輪葉片性能模型，對發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)制造具有重要意義。

然而，目前更多的研究關(guān)注的是壓氣機(jī)葉片［5～13］，對渦輪葉片關(guān)注較少［14～15］。且傳統(tǒng)的葉片有限元建模，通常是首先將多個葉型導(dǎo)入到CAD設(shè)計(jì)軟件，之后生成葉片實(shí)體模型，之后將幾何模型導(dǎo)入到CAE軟件中，進(jìn)行網(wǎng)格劃分，生成有限元模型。該方法對于復(fù)雜葉片，網(wǎng)格劃分比較困難，網(wǎng)格質(zhì)量以及結(jié)構(gòu)分析精度較低。

因此基于傳統(tǒng)方法建立葉片模型，研究型面改變對性能的影響，研究結(jié)果存在較大偏差。且在實(shí)際航空檢測維修中，渦輪葉片部件雖然存在積垢，粗糙度會增加，但由于零部件無明顯形變，很難通過常規(guī)手段發(fā)現(xiàn)。且與國外先進(jìn)水平相比，國內(nèi)部分設(shè)計(jì)分析方法和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則缺乏充分的試驗(yàn)驗(yàn)證，驗(yàn)證分析方法和設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的數(shù)據(jù)仍然不夠充足。因此，對現(xiàn)有葉片的設(shè)計(jì)進(jìn)行數(shù)據(jù)驗(yàn)證，構(gòu)建驗(yàn)證數(shù)據(jù)庫，是提高我國葉片設(shè)計(jì)水平的重要方法。

本文基于在翼發(fā)動機(jī)，在采集真實(shí)的兩組葉片數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，通過三維掃描技術(shù)，研究解決渦輪葉片型面量化評估技術(shù)，構(gòu)建真實(shí)葉片模型，并利用有限元技術(shù)，進(jìn)一步分析渦輪葉片不同轉(zhuǎn)速下結(jié)構(gòu)性能差異，分析出離心負(fù)荷形變、等效彈性應(yīng)變以及等效應(yīng)力變化趨勢，真實(shí)的數(shù)據(jù)分析表明，葉片的微小形變對性能影響較大。

2 葉片型面測量與建模

要實(shí)現(xiàn)葉片型面比對分析，傳統(tǒng)的目視和內(nèi)窺檢測方法都無法實(shí)現(xiàn)，因此必須獲取葉片的全部輪廓數(shù)據(jù)，才能完成葉片型面比對分析。葉片的型面獲取目前通常采用光學(xué)三維掃描技術(shù)，常見的為三坐標(biāo)測量、激光測量和面結(jié)構(gòu)光測量，由于面結(jié)構(gòu)光測量可以非接觸快速獲取大范圍數(shù)據(jù)，因此是目前研究以及應(yīng)用的熱點(diǎn)［16］。

本文針對葉片測量的特點(diǎn)，通過自主研發(fā)的航空發(fā)動機(jī)葉片自動掃描融合系統(tǒng)（另文發(fā)表），掃描得到高精度葉片輪廓點(diǎn)云數(shù)據(jù)，掃描精度在0.02mm。系統(tǒng)采用藍(lán)光面結(jié)構(gòu)光掃描系統(tǒng)，通過投影結(jié)構(gòu)光柵到被測葉片表面，被測物體調(diào)制光柵產(chǎn)生形變，利用光學(xué)相機(jī)采集圖像，通過解調(diào)相位高度關(guān)系，得到被測物體三維坐標(biāo)點(diǎn)云數(shù)據(jù)。

整個測量系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖1所示，該系統(tǒng)由電腦、工業(yè)相機(jī)、投影儀、電控轉(zhuǎn)臺以及定位平面構(gòu)成。其中電腦用于控制轉(zhuǎn)臺、投影儀及雙相機(jī)，并完成相關(guān)算法的軟件實(shí)現(xiàn)，投影儀投影結(jié)構(gòu)光到被測物體，兩個工業(yè)相機(jī)完成被測物體變形條紋圖的抓拍，定位平面用于轉(zhuǎn)臺的定位。

圖1測量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

測量前首先對相機(jī)以及整個系統(tǒng)進(jìn)行標(biāo)定，再利用標(biāo)準(zhǔn)定位平面對轉(zhuǎn)臺進(jìn)行定位，之后就可以通過投影儀投影藍(lán)色結(jié)構(gòu)光到被測物體，雙相機(jī)分別抓拍變形條紋，進(jìn)行相位解算及匹配就可以得到單次測量的物體點(diǎn)云數(shù)據(jù)。程序自動控制轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺，重復(fù)投影抓拍解算過程，就可以得到被測物體的360°多視角測量數(shù)據(jù)，算法利用定位的四元數(shù)及旋轉(zhuǎn)中心，自動完成被測物體的拼接。最后，利用閾值ICP算法，對轉(zhuǎn)臺機(jī)械誤差進(jìn)行補(bǔ)償，獲取高精度的被測物體完整融合數(shù)據(jù)。系統(tǒng)流程圖如圖2所示。

圖2系統(tǒng)測量流程圖

3 模型比對分析

掃描后得到的葉片數(shù)據(jù)是點(diǎn)云，需要對點(diǎn)云數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波后重建，獲取葉片模型。點(diǎn)云數(shù)據(jù)重建是通過算法建立點(diǎn)云間關(guān)系，常見的有三角和四角剖分，且算法比較成熟。圖3為葉片1的測量結(jié)果，其中3（a）為葉片掃描點(diǎn)云數(shù)據(jù)，3（b）為葉片曲面重建結(jié)果，3（c）為重建曲面截面曲線。掃描數(shù)據(jù)很好地再現(xiàn)了葉片的型面信息，細(xì)孔信息以及曲率信息保留完好。截面曲線信息平滑，可以用于葉片的特征分析。

圖3葉片1掃描結(jié)果圖

模型比對分析首先要對兩個模型進(jìn)行匹配，建立模型間的對應(yīng)關(guān)系，之后通過比對模型間距離，可以建立模型差異量化分布。目前常用的比對方法是點(diǎn)云和點(diǎn)云比對和點(diǎn)云和模型比對，點(diǎn)云和點(diǎn)云比對是以一個物體為基準(zhǔn)，計(jì)算點(diǎn)云到基準(zhǔn)物體點(diǎn)云的最近距離。點(diǎn)云和模型比對是通過計(jì)算點(diǎn)云到基準(zhǔn)物體模型面上的最近距離。由于點(diǎn)云和模型比對更能反映二者差異，因此通常采用該方法量化模型差異。

真實(shí)的數(shù)據(jù)是分析的基礎(chǔ)，本文從某發(fā)動機(jī)間隔維修中拆解的真實(shí)葉片為基礎(chǔ)，分別采集間隔前后同一個葉片的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，為了表述以及分析便利，本文選取一組葉片為代表進(jìn)行分析，全體葉片分析是另外一個研究題目。

葉片掃描重建模型及比對結(jié)果如圖4所示。其中整體最大形變量為+2.354/-2.357mm，形變平均值為+0.339mm/-0.267mm，標(biāo)準(zhǔn)偏差為0.369mm。比對結(jié)果顏色圖如圖4所示。從結(jié)果可以看出，葉片輪廓外觀有一定的變化，在肉眼無法觀察的情況下，通過掃描技術(shù)，很好地完成了量化分析。

圖4葉片型面比對結(jié)果圖

4 葉片結(jié)構(gòu)性能分析

4.1 葉片性能分析理論

發(fā)動機(jī)在工作過程中葉片上主要受離心力、氣動力與熱應(yīng)力等負(fù)荷作用，其中離心是葉片強(qiáng)度分析的重要因素，在旋轉(zhuǎn)離心場作用下，葉片受自身質(zhì)量的作用，產(chǎn)生拉伸離心應(yīng)力。

設(shè)僅產(chǎn)生徑向應(yīng)力，作用于同一截面上的應(yīng)力應(yīng)相同［17］。距旋轉(zhuǎn)軸R1處取一微元體（dX，dY，dZ），其水平面積為dA=dX*dY，其離心力為

離心力dP與Z軸偏離一個小角度，則離心力沿Z軸方向分量為

則面積A（R）在Z方向產(chǎn)生的離心力為

取葉尖半徑為Rt，葉根半徑為Rb，葉片任一截面處半徑為R，則取葉片任一截面Ri（Ri=R）以上部分的葉片質(zhì)量離心力為

全葉片的離心力為

對任一截面上的離心拉伸應(yīng)力為

早期的計(jì)算采用數(shù)值積分法，計(jì)算過程繁瑣且結(jié)果不夠精確，現(xiàn)利用計(jì)算機(jī)技術(shù)，以有限元方法計(jì)算分析。一般離心拉伸應(yīng)力約占葉片總應(yīng)力水平的60%，并作為葉片強(qiáng)度計(jì)算的基礎(chǔ)計(jì)算值。

同時，由葉片質(zhì)量離心力引起的葉片截面上的彎矩稱為離心力彎矩。離心彎矩由葉身截面重心與葉根截面重心不在同一根徑向線引起，即葉片重心連線不在徑向方向。

設(shè)葉片重心連線為曲線，取葉片任一半徑Ri處微元段dRi的離心力，對任一半徑R處產(chǎn)生的離心彎矩，令Ri＞R，則在葉片旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)，dRi微元段的離心力有

式中Rc為微元段dRi重心距旋轉(zhuǎn)軸的距離。

此離心力可分解為在徑向方向和與旋轉(zhuǎn)平面Y軸方向的兩個分力，即

則dRi微段離心力對R截面產(chǎn)生的彎矩為

將上式離心力式帶入并簡化為式（13）即為葉身離心力對任意截面產(chǎn)生的離心力彎矩。離心力彎矩主要取決于葉片的重心分布規(guī)律。

葉片建模及對比分析后，基于上述理論，采用有限元技術(shù)對性能進(jìn)行分析。渦輪葉片工作情況下，受離心力作用影響較大，是葉片損傷的重要原因之一，也是項(xiàng)目研究的重點(diǎn)，本文對不同發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速下離心負(fù)荷的葉片結(jié)構(gòu)性能進(jìn)行分析，設(shè)置轉(zhuǎn)速分別為6000、8000、10000與12000rpm，其它參數(shù)設(shè)置由于技術(shù)無法公開。

4.2 離心負(fù)荷作用下葉片形變分析

基于葉片模型，采用有限元分析技術(shù)，在ANA?SYS軟件中分析離心負(fù)荷作用下不同轉(zhuǎn)速下的兩組葉片整體形變。圖5是葉片1的12000rpm轉(zhuǎn)速的葉片形變正面圖和背面圖，從圖可以看出，葉片在葉根部分的形變量很小，形變最大量在葉尖部分，隨著半徑的增加，葉片形變量逐漸增加。分析發(fā)現(xiàn)，不同轉(zhuǎn)速下葉片的形變分布趨勢試一致的。其中最大形變量分別為0.014mm，0.0249mm，0.0389mm，0.0561mm。

圖5葉片1形變圖

圖6是葉片2的轉(zhuǎn)速12000rpm的葉片形變正面圖，設(shè)置轉(zhuǎn)速和葉片1一致，從圖可以看出，離心負(fù)荷作用下，葉片的整體形變趨勢和葉片1一致，葉根部分的形變量很小，形變最大量在葉尖部分，且隨著轉(zhuǎn)速的增加，葉片的最大形變量增加。其中最大形變量分別為0.0116mm，0.0207mm，0.0323mm，0，0465mm。因此，在離心負(fù)荷作用下，葉尖部分極易發(fā)生摩擦磨損情況。

圖6葉片2形變圖

圖7為葉片形變趨勢對比圖，從圖中可以看出，葉片形變發(fā)展趨勢一致，然而葉片2相比葉片1的形變量更大。

圖7葉片形變對比分析圖

4.3 離心負(fù)荷作用下等效彈性應(yīng)變分析

分析了不同轉(zhuǎn)速下，葉片的等效彈性應(yīng)變情況。圖8為葉片1在轉(zhuǎn)速12000rpm情況下，等效彈性應(yīng)變的正面和背面圖，從分析結(jié)果看，不同轉(zhuǎn)速下等效彈性應(yīng)變分布是一致的。從圖中可以看出，彈性應(yīng)變的集中區(qū)域在葉根部分，且分布是非線性的。

圖8葉片1等效彈性應(yīng)變圖

圖9為為葉片2在轉(zhuǎn)速12000rpm情況下，等效彈性應(yīng)變的正面和背面圖。從圖中可以看出，彈性應(yīng)變的整體區(qū)域和葉片1一致，集中區(qū)域在葉根部分，且分布是非線性的。但是應(yīng)變的分布區(qū)域和葉片1很大不同，因此對結(jié)構(gòu)的影響將會有較大差異。

圖9葉片2等效彈性應(yīng)變圖

圖10為葉片等效彈性應(yīng)變最大值趨勢分析對比圖，從對比曲線看出，葉片的等效彈性應(yīng)變和速度是非線性關(guān)系，兩組葉片的趨勢一致，數(shù)據(jù)上有一定差異。

圖10葉片等效彈性應(yīng)變趨勢分析對比圖

4.4 離心負(fù)荷作用下等效應(yīng)力分析

分析不同轉(zhuǎn)速下，葉片的米塞斯等效應(yīng)力情況。圖11為葉片1在轉(zhuǎn)速12000rpm情況下，等效應(yīng)力分布的正面和背面圖。從圖中可以看出，葉片的等效應(yīng)力分布是不均勻，且最大應(yīng)力集中于靠近葉片根部處，且應(yīng)力隨著葉片半徑增加，應(yīng)力分布呈遞減趨勢，可以看出隨著轉(zhuǎn)速的增加，葉片受到的應(yīng)力逐漸增加。

圖11葉片1等效應(yīng)力分布圖

圖12為葉片2在轉(zhuǎn)速12000rpm情況下，等效應(yīng)力分布的正面和背面圖。從圖中可以看出，彈性應(yīng)變同樣的集中區(qū)域在葉根部分，且和等效彈性應(yīng)變是一致的。同時隨著轉(zhuǎn)速的增加，葉片受到的應(yīng)力逐漸增加。且葉片的整體應(yīng)力分布和葉片1的有明顯差異，葉片2的應(yīng)力區(qū)域分布更廣，葉片2容易出現(xiàn)疲勞損傷的區(qū)域相比葉片1要大。

圖12葉片2等效應(yīng)力分布圖

圖13等效應(yīng)力最大值趨勢分析對比圖，從結(jié)果可以看出，應(yīng)力最大值和速度的關(guān)系變化趨勢是一致的，是非線性的，整體上葉片2的最大應(yīng)力較葉片1有一定差異，綜合整體分布圖，葉片2相比葉片1更容易出現(xiàn)疲勞損傷。

圖13等效應(yīng)力最大值趨勢分析對比圖

5 結(jié)語

葉片的型面輪廓直接影響葉片性能，本文從葉片測量方面著手，研究了葉片型面測量與建模，差異量化分析技術(shù)，實(shí)現(xiàn)了葉片差異的全面評估，解決了傳統(tǒng)目視手段無法評估的問題。同時采用了有限元分析技術(shù)，分析了兩組葉片在離心負(fù)荷作用下的形變、應(yīng)力等參數(shù)，通過數(shù)據(jù)對比分析，得出了葉片在性能方面的較大差異，從而可以預(yù)測葉片未來的發(fā)展趨勢。下一步將分析其它作用力下的性能特點(diǎn)，并研究性能與壽命耦合關(guān)系，建立測量-性能-壽命立體模型。

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Performance Study of An Aero-engine Turbine Blade in Service

WEI Yongchao1WANG Hanyi2
（1.Department of Research，Civil Aviation Flight University of China，Guanghan618307）（2.Academy of Flight Technology and Safety，Aviation Engineering Institute，Guanghan618307）

Under real condition，the measurement and analysis of the profile of the turbine blade and its influence on the per?formance are needed to be studied and solved.The current research are based on the simulation blade model，and the research on the turbine blade is weak.So this paper has developed a complete system analysis of turbine blade profile measurement，modeling，model comparison and performance analysis.With the development of automatic scanning system，the blade surface measurement and difference quantization assessment is completed under the real working condition，and after the blade modeling，finite element techniques is used to analysis the deformation，equivalent elastic strain and equivalent stress analysis under the action of centrifugal load，and the change rules and the influence on the performance are further summarized.The research of this paper can further pro?mote the construction of the performance model of turbine blade，and guide the design and maintenance of the engine in our country.

turbine blade，centrifugal load，deformation，stress

V271.4

10.3969/j.issn.1672-9722.2017.07.001

2017年1月11日，

2017年2月17日

國家自然科學(xué)基金民航聯(lián)合基金（編號：U1633127）；民航局科技基金（編號：20150215）；四川省科技基金（編號：2015JY0188）資助。

魏永超，男，博士，副教授，碩士生導(dǎo)師，研究方向：航空檢測、光電信息處理。王瀚藝，男，碩士，講師，研究方向：發(fā)動機(jī)性能分析。