航空發動機加力燃燒室內錐組件改進方案研究

劉風坤

【摘 要】文章首先利用有限元軟件對航空發動機的內錐組件所處的應力場及受到的載荷進行數值模擬，用以驗證前期得到的故障原因;然后提出可通過更換材料、抑制錐體尾部回流區、采取冷卻措施、加大錐底連接孔尺寸、加強錐底剛性設計等幾個方面對內錐組件進行改進設計。

【關鍵詞】航空發動機;加力燃燒室;改進方案

【中圖分類號】V231.2 【文獻標識碼】A 【文章編號】1674-0688（2019）02-0064-03

0 引言

某型航空燃氣渦輪發動機在車臺進行初始壽命試車時，其加力燃燒室的內錐組件出現以下故障：連接錐底的鎖緊墊圈發生變形、表面嚴重“脆化”、局部出現燒蝕;錐底外緣沿周向發生翹曲變形且螺栓孔向外撕裂;部分連接螺栓在根部出現斷裂、燒蝕。前期通過故障樹梳理的方式已基本確定了故障產生的原因，本文將通過數值模擬分析驗證前期給出的故障原因是否合理，之后再對加力燃燒室的內錐組件提出優化方案、改進設計。

1 數值模擬分析

根據前期的故障分析，最終確定加力燃燒室內錐組件的故障原因與錐底位置工作溫度過高、錐底高溫熱變形過大而對螺栓產生附加力、零件材料耐溫水平不足有關。為驗證故障分析的合理性，本節針對加力燃燒室的內錐組件進行有限元數值模擬，為優化設計方案提供支持。

加力燃燒室的錐底在工作過程中受到的載荷有不均勻溫度場帶來的熱應力、高溫高速燃氣帶來的氣動載荷、氣體激振帶來的振動應力等[1]。其中，溫度和氣動載荷的計算是通過FLUENT商業軟件計算得到。為減少計算規模，考慮加力燃燒室的周期對稱性，取其1/6作為溫度場和壓力場的計算模型，使用航空發動機設計狀態下的參數作為溫度場和壓力場計算的輸入條件。

將計算結果中錐底處的溫度與氣動載荷提取出來，并加載至ANSYS有限元軟件的Mechanical模塊中繼續計算，最終得到錐底的溫度、變形及應力分布。通過對數值模擬結果的分析可得到與故障樹梳理一樣的故障原因，因此可以根據已有的故障原因對內錐組件進行優化設計。

2 改進方案

首先，根據前期對加力燃燒室工作條件的分析可知，該型發動機加力燃燒室進口溫度的大幅度升高將對原加力部件工作環境產生影響，由此帶來燃油“自燃”、高溫火焰區前移等變化，而低壓渦輪出口即加力燃燒室進口溫度的升高與發動機整機對渦輪落壓比的控制、調節規律有關，為降低加力燃燒室進口溫度，改善加力部件工作條件，建議開展整機控制規律和部件匹配性的優化工作。

其次，在目前的加力燃燒室工作條件下，針對前期按故障樹排查的故障原因，為解決錐底翹曲變形/孔邊撕裂、螺栓斷裂及鎖緊墊圈脆裂等系列故障，制定了如下幾方面的優化措施。

2.1 更換材料

該型發動機錐底螺栓原用材料GH2696在650 ℃以下具有高的屈服強度和持久、蠕變強度，以及良好的高溫彈性性能、抗燃氣腐蝕性能和加工塑性，適合制造在650 ℃以下長期工作的渦輪和壓氣機緊固件、盤件和工作葉片、渦輪殼體、環形零件（包括連接環），以及在400～650 ℃工作的圓柱形螺旋彈簧等，合金的短時工作溫度可達750 ℃。

鎖緊墊圈原用材料1Cr18Ni9Ti為奧氏體不銹鋼，有良好的工藝性能、優良的抗氧化性及均勻腐蝕性能，但耐應力腐蝕及點蝕性能較差;延伸性、韌性及深沖性良好，但冷加工硬化率較高;焊接后一般可不需熱處理。可在650 ℃以下長期工作，主要用于燃油總管、擴壓管及噴管殼體等。

依據仿真結果評估，錐底區域工作溫度高達900 ℃以上，GH2696與1Cr18Ni9Ti材料無法在此高溫條件下長期工作。在主機循環參數維持不變且內椎體無冷卻措施的條件下，需重新開展螺栓與鎖緊墊圈的選材分析及試驗驗證工作。

依據加力燃燒室工作條件和特點對材料性能的要求主要包括以下幾個方面[2]：良好的高溫抗氧化性和抗燃氣腐蝕能力;足夠的瞬時和持久強度，良好的冷熱疲勞性能;具有高的抗蠕變及低循環疲勞性能;合金在持久工作溫度下金屬組織穩定;高導熱率和小線膨脹系數。

此外，考慮經濟性應根據零/部件使用工況和功能選用相應材料，本文根據材料手冊統計了加力燃燒室中常用材料牌號及適用工作溫度。從統計情況看，使用溫度超過800 ℃的高溫合金包括GH1140、GH3030、GH3039、GH3044、GH

3218、GH170、GH4698、GH738、GH4638、GH605、GH188共計11種高溫合金材料，考慮到上述高溫合金材料在加力燃燒室部件中的通用性，特對其中的常用材料的合金特性、用途、熱導率、線膨脹系數、抗拉強度、屈服強度、高溫持久強度進行對比，其中特性及用途對比見表1。

通過材料手冊可知[3]，GH3030、GH3039、GH3044、GH738、GH4698、GH4648、GH3128等高溫合金材料的熱導率、線膨脹系數差異較小，在900 ℃以下可以忽略不計。在高溫條件下（>800 ℃）的抗拉強度和屈服強度相比較而言GH738>GH4698>GH4648>GH3044>GH3128>GH30

39>GH3030，而從高溫持久強度的變化趨勢分析GH738與GH4698材料略優。結合工廠的實際生產情況（毛料庫存、加工技術等），考慮到GH738材料在已有型號發動機加力部件中尚未使用，因此對于錐底連接螺栓可采用GH4698材料，對于鎖緊墊圈其毛料為板材，考慮到錐底也為GH4698板材，其高溫性能可能適應工作要求，因而考慮將鎖緊墊圈材料由1Cr18Ni9Ti變更為GH4698材料。

2.2 抑制錐體組件尾部回流區

由前期對錐底連接螺栓和鎖緊墊圈故障情況原因分析可知，內錐體組件的結構較長，其尾端面與穩定器的后緣截面距離較近，將出現在錐底附件區域的回流掛火，導致錐底及其連接件的工作溫度較高。為此，考慮在錐體組件總長公差范圍內按公差控制長度。即將錐體原長度尺寸“588±3”變更為“”，另外依據各臺份發動機試車后故檢情況，在內錐體后段組件安裝邊上存在著不同程度的變形和壓痕，經過進一步的檢查分析判斷應為熱態工作時穩定器與錐體后安裝邊干涉所致，由熱態尺寸鏈估算在800 ℃的工作環境下，內徑向穩定器與錐體后段的干涉量約為4 mm，為此考慮在原錐體后安裝邊結構基礎上采用收直徑設計。

2.3 錐體組件采用冷卻措施

該型發動機內錐體組件上共開設6500-φ0.8孔，此結構為冷卻氣膜孔，因此還應開展發動機渦輪支承、內錐體空氣系統冷卻流路分析及換熱數值仿真分析，從結構上考慮對內錐體組件的冷卻措施。

2.4 加大錐底連接孔尺寸

從故障原因分析可知，錐底在長期的高溫工作條件下將產生翹曲變形，同時其與被連接件在軸向和徑向熱膨脹量的差異將產生熱應力，為確保錐底在高溫條件下的可靠工作，應采取恰當的措施來減少或避免附加熱應力的產生。為此，可考慮采用異形孔或加大連接孔孔徑的措施來釋放錐底工作過程中因熱變形不協調而產生的附件熱應力。

2.5 加強錐底剛性設計

由各臺份發動機加力燃燒室錐底的檢查情況分析，錐底隨整機大狀態工作時長的不同均存在不同程度的邊緣翹曲及沿外徑向的孔邊變形/撕裂故障，為此在釋放附加熱應力的同時還考慮增加錐底的剛性來抵御因長期高溫而產生的翹曲蠕變。

3 結語

數值模擬的結果表明，前期通過故障樹梳理得到的加力燃燒室內錐組件故障原因是可信的。針對故障原因可以對內錐組件采取以下方案進行優化：將錐底連接螺栓和鎖緊墊圈的材料更換為GH4648;通過控制錐體組件總長來抑制錐體組件尾部回流區;從結構上考慮對錐體組件采取冷卻措施;在原基礎上加大錐底連接孔的尺寸;進一步加強錐底剛性設計等。

參 考 文 獻

[1]陳光.航空燃氣渦輪發動機結構設計[M].北京：北京航空學院出版社，1987.

[2]《航空發動機設計手冊》總編委會.航空發動機設計手冊（第18冊）[M].北京：航空工業出版社，2000.

[3]《中國航空材料手冊》編輯委員會.《中國航空材料手冊》（第二版）：第二卷[M].北京：中國標準出版社，2002.

[責任編輯：鐘聲賢]