渦輪3維葉尖間隙對典型故障特征的響應特性分析

滕 飛，張小棟,2，謝思瑩

（1.西安交通大學機械工程學院；2.現代設計及轉子軸承系統教育部重點實驗室：西安710049）

渦輪3維葉尖間隙對典型故障特征的響應特性分析

滕 飛1，張小棟1,2，謝思瑩1

（1.西安交通大學機械工程學院；2.現代設計及轉子軸承系統教育部重點實驗室：西安710049）

為了有效地克服傳統葉尖間隙在航空發動機渦輪葉盤的健康監測中傳遞信息能力有限的不足，充分考慮了在航空發動機運行過程中渦輪葉片葉尖的3維特征，提出包含徑向間隙、葉片葉尖端面軸向偏轉角和周向偏轉角在內的渦輪3維葉尖間隙的概念，并將3維葉尖間隙特征參量作為葉片故障信號載體，通過有限元方法分析了3維葉尖間隙特征參量對高壓渦輪葉片典型裂紋故障的響應特性。結果表明：3維葉尖間隙特征參量對高壓渦輪葉片尾緣裂紋的故障特征信息有良好的反映效果。

高壓渦輪；3維葉尖間隙；故障信息；航空發動機

0 引言

航空發動機渦輪葉尖間隙是指渦輪葉片葉尖與發動機機匣之間的空間距離[1]。渦輪葉尖間隙對于航空發動機具有重要的意義，較小的葉尖間隙可以減少高溫高速燃氣在經過渦輪時葉尖的泄露損失、提高渦輪的工作效率、降低油耗、延長渦輪的使用壽命、降低噪聲和減少有害氣體的排放等。研究數據顯示，渦輪葉尖間隙減小0.25 mm，渦輪的效率將會提升1%[2]。但渦輪葉尖間隙又不能過小，因為過小的葉尖間隙在發動機運行狀態改變時容易導致高速旋轉的渦輪葉片與機匣發生碰撞和摩擦，引起故障[3]。由此可見，渦輪葉尖間隙對于航空發動機的運行狀態和經濟效益具有重要作用，從而引起國內外許多學者都對其進行了研究。概括起來，該方向的研究主要包括2個方面：（1）建立簡化的數學模型估算葉尖間隙值和研究其變化規律；（2）設計傳感器和控制系統檢測和控制葉尖間隙值的大小。比如，德克薩斯大學和NASA研究員Javier A.Kypuros和 Kevin J.Melcher以及 A.Harish等建立了葉尖間隙的簡化數學模型，對葉尖間隙值進行了估算[4]；漆文凱、豈興明、王志豪等對葉尖間隙進行了數值分析[5-7]；賈丙輝、張小棟等對轉子對高壓渦輪葉尖間隙變化規律的影響進行了研究。與此同時，NASA研究員Mark R.Woike和AliAbdul-Aziz以及日本國家航天實驗室的研究員Takeshi Tagashira、Nanahisa Sugiyama等人設計了傳感器、控制方法檢測、控制葉尖間隙值[8-12]；楊家禮、侯育軍、曾軍等對葉尖間隙控制系統進行了研究[13-15]。

傳統的葉尖間隙指的是渦輪葉片葉尖到機匣內表面的徑向距離，實際上是將葉片葉尖簡化為1個點，關注的是這個點到機匣內表面的距離，忽略了葉片葉尖端面作為1個空間平面所具有的3維特性。而事實上，在航空發動機工作過程中，渦輪葉片在各種載荷和故障的作用下，其在空間中的3維形態會發生一定的改變，比如葉片的彎曲和扭轉。而此時，不僅葉片葉尖端面與機匣內表面的徑向距離會發生改變，而且本身在空間中相對于機匣或渦輪轉軸等位置，以及相對固定部件的位置和姿態等也都會發生變化。在載荷和故障的作用下，葉片葉尖端面這種空間位置和姿態的改變包含了渦輪本身的運行信息和故障信息，傳統的渦輪葉尖間隙忽略了這些十分有用的特征，而且葉尖徑向間隙值只是1個1維的數值量，傳遞信息的能力十分有限，甚至無法反映渦輪的某些運行狀態和故障特征信息。因此，本文在傳統的1維葉尖間隙的基礎上，提出3維葉尖間隙的概念，引入3維葉尖間隙特征參量來描述3維葉尖間隙，并將其作為航空發動機渦輪運行狀態信息和故障特征信息的載體，以工作環境最為惡劣的高壓渦輪及其葉片為對象，研究3維葉尖間隙特征參量對于典型渦輪葉片故障特征的響應特性。

1 渦輪3維葉尖間隙的定義和描述

航空發動機的工作原理是依靠燃燒室出來的高溫燃氣驅動渦輪旋轉，渦輪帶動壓氣機和風扇進一步的工作，而高溫燃氣經過渦輪膨脹加速后噴出產生的反作用力推動飛機飛行。其中高壓渦輪要承受高溫燃氣的沖刷以及自身的高速旋轉，在載荷的作用下，高壓渦輪葉片會發生彎曲和扭轉變形，葉片葉尖端面在空間的位置和姿態也會發生改變。根據葉片的形態特征，定義3維葉尖間隙如圖1所示。

傳統的葉尖間隙僅有1個描述參量即葉尖與機匣內表面的徑向距離。此處除葉尖徑向間隙外，引入葉片葉尖端面軸向偏轉角和周向偏轉角組成3維特征參量來定義和描述3維葉尖間隙。其中（1）葉尖徑向間隙（h）：葉片葉尖表面到機匣的徑向距離；（2）軸向偏轉角（α）：葉尖端面與轉子轉軸軸向的夾角；（3）周向偏轉角（β）：葉尖端面與轉子轉動周向的夾角。葉尖徑向間隙、軸向偏轉角和周向偏轉角被稱為3維葉尖間隙的特征參量。對于3維葉尖間隙特征參量中的葉尖徑向間隙，本文僅考慮由葉片應變在徑向上所引起的改變量。

2 3維葉尖間隙的主要影響因素

航空發動機高壓渦輪由高溫燃氣驅動而高速旋轉，在工作中主要承受高溫高速燃氣的沖刷所帶來的熱應力、氣動載荷以及自身旋轉所帶來的離心力。若渦輪葉片發生故障，故障特征也會影響葉片葉尖端面的空間形態。因此，3維葉尖間隙的主要影響因素有離心載荷、氣動載荷、溫度載荷和故障特征。

（1）離心載荷

在燃燒室出來的高速燃氣的沖刷驅動下，現代航空發動機的高壓渦輪工作轉速基本都在10000 r/min以上，而軍用航空發動機則更高。這種高轉速所帶來的離心力將對渦輪和葉片產生很大的拉應力，使其發生徑向上的伸長，同時由于葉片幾何結構的特殊性，離心力還將導致葉片發生輕微的彎曲和偏轉。因此，離心力對于3維葉尖間隙的3個特征參量均有影響。

（2）溫度載荷

渦輪葉片受到高溫燃氣的沖刷，葉片與燃氣進行熱交換，葉片表面溫度取決于與葉片接觸的燃氣層，故葉片表面溫度分布由氣熱耦合的結果決定。現代航空發動機的渦輪前燃氣溫度基本在1300～2000 k的范圍內。在高溫高速氣流的沖刷下，渦輪葉片表面在不同區域有不同的溫度分布，造成熱應力不均勻，對于3維葉尖間隙特征參量均有影響。

（3）氣動載荷

在高速氣流的沖刷下，高壓渦輪葉片表面將承受最大值為幾十個大氣壓的壓力載荷。氣流經過渦輪其物理狀態發生改變，使得葉片表面不同區域有不同的壓力分布，加之葉片3維形狀的特殊性，使得氣動載荷對3維葉尖間隙的特征參量都有不同程度的影響。

（4）故障特征

高壓渦輪葉片工作環境十分惡劣，需要承受高溫高壓和高轉速，再加上材料瑕疵和制造工藝缺陷等因素，所以易發生故障。葉片尾緣是葉片最薄的部分，也是機械結構強度相對較弱的部分，容易出現疲勞裂紋，在尾緣上的裂紋是渦輪葉片的典型故障。尾緣裂紋主要包含2個特征信息，即裂紋的位置和深度，將對渦輪葉片典型的尾緣上的裂紋故障對葉尖間隙3維特征參量的影響進行探究。

3 3維葉尖間隙特征參量的分析方法

3.1 3維葉尖間隙分析模型

高壓渦輪工作燃氣溫度一般在1000℃以上，其工作轉速也非常快，對工作環境難以進行試驗還原，加之航空發動機本身造價高昂，一般很難具有進行試驗研究的條件。高壓渦輪和葉片的載荷由高溫燃氣的沖刷和自身的高速旋轉所帶來，對于傳統的葉尖徑向間隙值，可以通過建立簡化的數學模型進行估算。而3維葉尖間隙中軸向偏轉角和周向偏轉角涉及到葉片具體的應力應變，葉片本身形狀復雜，加之載荷的求解涉及到氣熱耦合以及流-熱-固的多物理場耦合，難以進行理論上的推導求解。因此，采用ANSYS Workbench15.0和Fluent15.0進行有限元分析的方法來模擬和加載渦輪、葉片的載荷并進行求解，有限元分析模型分別如圖2、圖3所示

高壓渦輪葉盤3維建模所參考的整體葉盤實物如圖2（a）所示，所建立的渦輪葉盤3維模型如圖2（b）所示。其中，渦輪半徑為670 mm、葉片弦長為45 mm、安裝角50°、葉片高度為75 mm。由于渦輪葉盤本身為循環對稱結構，因此，在進行結構分析時，取1個葉片所在的扇區（如圖2（c）所示）進行循環對稱分析。高溫燃氣的3維模型如圖3（a）所示，燃氣流體的3維有限元網格模型如圖3（b）所示，從圖中可見，模擬高溫燃氣所采用的是理想氣體模型，并對其比熱容和導熱系數作了隨溫度變化的線性化處理，其黏度采用Sutherland方程計算，湍流模擬采用k-ε兩方程模型。

高溫燃氣流體分析的主要過程如圖4所示。首先進行高溫燃氣的流體分析，得到渦輪葉片和高溫燃氣接觸面的壓力分布和溫度分布，然后將溫度分布導入溫度場分析，得到葉片和渦輪的溫度分布，再將渦輪和葉片的溫度分布以及葉片與高溫高速燃氣接觸面的壓力分布導入到結構分析中進行結構分析，得到葉片在各載荷的應力應變結果。將典型的故障特征填加到有限元分析模型中，通過上述分析過程就可得到典型故障下，渦輪葉片的應力應變結果。

3.2 3維葉尖間隙特征參量的數值模型

有限元分析得到的只是渦輪葉片的應力應變結果，還需要建立葉片應力應變與3維葉尖間隙特征參量之間的數值關系。Ansys結構分析中，在渦輪葉片葉尖端面適當的位置建立3個坐標原點呈直角三角形排布的參考坐標系A、B、C，將ANSYS Mechanical中探測變形量的探針設置在各坐標系原點，如圖5所示。

在參考坐標系A中假設坐標系A、B、C的原點坐標分別為：

AA（0，0，0）；BA（bx，by，0）；CA（cx，cy，0）（1）

變形探針在A、B、C處所測得的變形向量分別為：

其中：q為葉尖徑向間隙的預留值。通過以上的數值模型，在得到渦輪葉片應力應變結果后，就能得到3維葉尖間隙特征參量值。

4 特征參量對典型故障特征的響應特性

4.1 典型故障的特征信息

高壓渦輪葉片在高溫高壓高轉速的作用下容易出現故障，較為典型的就是葉片尾緣上的裂紋故障，由于尾緣部分是葉片最薄的部分，其機械結構強度相對較低，所以容易出現疲勞裂紋。

高壓渦輪葉片尾緣裂紋故障主要包含2個特征信息：（1）裂紋的位置信息，（2）裂紋的深度信息。故障特征信息的填加如圖6所示。

其中，裂紋位置信息：在葉片尾緣上距離葉根5 mm處取第1個裂紋，然后在尾緣上每隔5 mm再各取1個裂紋位置，共13個位置，每個裂紋的深度均為5 mm；裂紋深度信息：在葉片尾緣上距離葉根20 mm處取裂紋深度1～13 mm，每隔2 mm各取1個裂紋深度，共7個深度值。本文主要探究3維特征參量對裂紋的位置和深度的響應特性，在葉片葉尖端面靠近前緣和尾緣處各取1組測點如圖7所示。

4.2 3維葉尖間隙特征參量對典型故障特征信息的響應特性

4.2 .1 3維葉尖間隙對葉片尾緣裂紋位置的響應特性

在航空發動機的某個運行狀態下，高壓渦輪葉片在主要載荷的影響下發生變形，3維葉尖間隙特征參量發生變化。當葉片存在典型的尾緣裂紋故障時，裂紋會影響葉片的變形，進而影響葉片葉尖端面在空間的位置和姿態導致3維葉尖間隙特征參量發生變化。當葉片尾緣裂紋處于尾緣上不同的位置時，3維葉尖間隙特征參量對葉片尾緣裂紋位置變化信息的響應特性如圖8所示。

從圖8（a）中可見，當葉片尾緣裂紋與葉根的距離線性增加時，3維葉尖間隙特征參量軸向偏轉角呈震蕩形式變化；從圖8（c）中可見，葉片徑向間隙變化值隨著裂紋遠離葉根近似線性減小，但減小幅度并不明顯；從圖8（b）中可見，而周向偏轉角無論在葉片端面前緣還是尾緣處都明顯減小，前后緣處有相似的變化特性，由此可見3維葉尖間隙較單一的徑向間隙能傳遞更多信息。

4.2 .2 3維葉尖間隙對葉片尾緣裂紋深度的響應特性

當葉片尾緣裂紋深度發生變化時，會影響葉片的工作形態，3維葉尖間隙特征參量也會發生變化，其對裂紋深度的響應特性如圖9所示。

從圖9（a）中可見，隨著裂紋深度的線性增加，3維葉尖間隙特征參量中軸向偏轉角以類似線性的特性逐漸增大，葉尖端面尾緣處的值明顯大于前緣處；從圖9（b）中可見，周向偏轉角和葉尖徑向間隙變化值均以近似二次曲線的特性增加；在葉片葉尖端面前緣和尾緣處，3維葉尖間隙特征參量對裂紋深度的響應特性相似。從圖9（c）中可見，在葉片尾緣處，葉尖徑向間隙變化值明顯小于前緣處的值，但其具有更明顯的響應特性。

5 結論

以上分析結果表明，在載荷和故障特征的共同作用下，航空發動機3維葉尖間隙特征參量在葉片葉尖端面前緣和尾緣處具有相似的變化特性。其中，尾緣處的軸向偏轉角大于前緣處，而前緣處的徑向間隙變化值大于尾緣處，而周向偏轉角在葉片端面的前緣和尾緣處的差距不大。航空發動機3維葉尖間隙對于典型的高壓渦輪葉片尾緣裂紋故障的位置和深度特征信息具有較好的響應特性，能夠承載和反映葉片尾緣的裂紋故障信息，可用于渦輪葉片運行狀態監測和故障診斷的信息載體，總體上葉片葉尖端面尾緣處較之前緣處對葉片尾緣裂紋故障信息具有更明顯的響應特性。相比于傳統的1維徑向葉尖間隙，3維葉尖間隙對于裂紋位置信息的響應更加明顯，并且對于尾緣裂紋故障來說，3維葉尖間隙能夠反映和傳遞更多的故障信息。

[1]Satish TN,Murthy R,Singh AK.Analysis of uncertainties in measurement of rotor blade tip clearance in gas turbine engine under dynamic condition[J].Journal of Aerospace Engineering,2014,228（5）：652-670.

[2]賈丙輝，張小棟，任新宇.轉子對高壓渦輪葉尖間隙變化規律的影響[J].振動、測試與診斷，2012，32（3）:488-492.JIA Binghui,ZHANG Xiaodong,REN Xinyu.Influence of the rotor to the change rule of high pressure turbine blade tip clearance[J].Journal of Vibration,Measurement& Diagnosis，2012，32（3）：488-492.(in Chinese)

[3]Neuhaus L,Neise W.Active control to improve the aerodynamic performance and reduce the tip clearance noise of axial turbomachines [C]//11th AIAA/CEAS-Aeroacoustics Conference.DLR,2005:293-306.

[4]Kypuros J A,Melcher K J.A reduced model for prediction of thermal and rotational effects on turbine tip clearance[R].NASA-TM-2003-212226.

[5]漆文凱，陳偉.某型航空發動機高壓渦輪葉尖間隙數值分析[J].南京航空航天大學學報，2003(1):63-67.QI Wenkai,CHEN Wei.Tip clearance numerical analysis of an aeroengine HPT[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,2003（1）:63-67.(in Chinese)

[6]豈興明，樸英，矯津毅.高壓渦輪葉頂間隙變化的數值分析[J].吉林大學學報(工學版)，2009（1）:33-37.QI Xingming,PIAO Ying,JIAO Jinyi.Numerical analysis of high pressure turbine tip clearance variation[J].Journal of Jilin University(Engineering and Technology Edition),2009（1）:33-37.(in Chinese)

[7]王志豪.高壓渦輪葉尖間隙數值計算與分析研究[D].南京：南京航空航天大學，2006.WANG Zhihao.Numerical calculation and analysis of high pressure turbine blade tip clearance[D].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2006.(in Chinese)

[8]Woike M R,Abdul-Aziz A.A microwave blade tip clearance sensor for propulsion health monitoring[R].AIAA-2010-3308.

[9]Akira Okabe,Takeshi Kudo,Koki Shiohata.Reduced modeling for turbine rotor-blade coupled bending vibration analysis[J].ASME 2011 Turbo Expo:Turbine Technical Conference and Exposition.2011,134(2):355-364.

[10]Alexander M,Bakulin M,Snitko M.Microwave blade tip clearance measurements:principles,current practices and future opportunities[C]//ASME Turbo Expo 2012:Turbine Technical Conference and Exposition American Society of Mechanical Engineers,Copenhagen Denmark,2012:849-853.

[11]Garcia I,Zubia J,Berganza A,et al.Different configurations of a reflective intensity-modulated optical sensor to avoid modal noise in tip-clearance measurements[J].Journal of Lightwave Technology,2015,33（12）:2663-2669.

[12]Bushnell P R.Reduced tip clearance losses in axial flow fans:US,US8568095[P].2013-10-29.

[13]楊家禮，涂孟羆，張億力，等.一種渦輪葉尖間隙控制技術[J].航空動力學報，2014（9）:2195-2201.YANG Jiali,TU Mengpi,ZHANG Yili,et al.A tip clearance control technology for turbine [J].Journal of Aerospace Power,2014（9）:2195-2201.(in Chinese)

[14]侯育軍，張小棟，賈丙輝.一種渦輪葉尖間隙主動控制系統的建模與仿真[J].測控技術，2012（8）：54-62.HOU Yujun,ZHANG Xiaodong,JIA Binghui,et al.An active control system modeling and simulation of turbine blade tip clearance[J].Measurement&Control Technology,2012（8）:54-62.(in Chinese)

[15]曾軍，王鵬飛.民用航空發動機渦輪葉尖間隙主動控制技術分析[J].航空科學技術，2012（2）:1-6.ZENG Jun，WANG Pengfei.Analysis on turbine active clearance control technology of civil aircraft engine[J].Aeronautical Science&Technology,2012（2）:1-6.(in Chinese)

Response Characteristics Analysis of Three-dimensional Blade Tip Clearance to Typical Fault Information

TENG Fei1,ZHANG Xiao-dong1,2,XIE Si-ying1
（1.School of Mechanical Engineering;2.Key Laboratory of Education Ministry for Modern Design and Rotor-Bearing System,Xi'an Jiaotong University,Xi'an 710049,China）

In order to solve the problem that the ability of traditional turbine blade tip clearance to transmit information is limited during the health monitoring of aeroengine,3-D features of turbine blade tip were fully used during the operation of aeroengine,and threedimensional blade tip clearance of turbine was proposed,which includes one-dimensional blade tip radial clearance,axial deflection angle and circumferential deflection angle of blade tip.Three-dimensional blade tip clearance was used as the fault information carrier of blades and the response characteristics of its characteristic parameters to a typical crack fault of high pressure turbine blade were analyzed by finite element analysis method.The results show that characteristic parameters of three-dimensional blade tip clearance can better reflect the fault feature information of a crack on the turbine blade trailing edge.

high pressure turbine;three-dimensional blade tip clearance;fault information;aeroengine

V214.4+2

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.04.016

2016-11-18 基金項目：國家自然科學基金（51575436）資助

滕飛（1990），男，在讀碩士研究生，主要研究方向為航空發動機3維葉尖間間隙變化機理；Email：544832746@qq.com。

滕飛，張小棟,謝思瑩.渦輪3維葉尖間隙對典型故障特征的響應特性分析[J].航空發動機，2017，43（4）：90-95.TENG Fei，ZHANG Xiaodong,XIE Si-ying.Responsecharacteristicsanalysisofthree-dimensionalbladetipclearancetotypicalfaultinformation[J].Aeroengine，2017，43（4）：90-95.

（編輯：張寶玲）