航空發動機空氣渦輪起動機包容結構研究

李宏欽，楊宗陽，蔣 聰，洪偉榮

（1.浙江大學能源工程學院，杭州310027；2.陸軍裝備部航空軍事代表局駐上海地區航空軍事代表室，上海200233；3.航空工業集團公司南京機電液壓工程研究中心，南京211106）

0 引言

近年來，隨著航空業的發展，航空發動機中轉子的轉速越來越高，而在發動機中存在大量的高速旋轉部件，如空氣渦輪起動機輪盤等。當發動機遇到外物撞擊或者發生疲勞損傷時，渦輪輪盤在高轉速下可能會破裂，破裂的輪盤在高速高能狀態下會飛出并擊傷飛機油箱、電器控制線路和液壓管路等，導致機毀人亡的嚴重事故。因此在試飛前需要檢驗空氣渦輪起動機包容環的包容能力。依據“GJBZ20339-1996 飛機發動機用空氣渦輪起動機通用規范”要求，包容試驗應是使渦輪在轉速等于或大于最大轉速條件下產生誘導3 塊輪盤破裂的破壞，驗證試驗導致起動機外部著火，內表面溫度超過371 ℃或起動機不能包容全部碎片以及本身不能保持在其安裝座上等，均視為故障，零件可從起動機排氣口掉出，但其必須無破壞性能量。

目前，國內外已有較多關于航空發動機機匣包容斷裂葉片的研究[1-7]，但關于輪盤碎片包容性的研究卻較少。在國內，浙江大學的劉璐璐等[8]對某渦輪冷卻器壓氣機輪盤包容性進行了研究；李娟娟、宣海軍等[9-11]進行了等厚模擬輪盤破裂成均勻3 塊撞擊圓環的包容性試驗，并使用LS-DYNA 軟件進行數值仿真計算對輪盤包容機理進行了研究；唐金等[12]進行了航空發動機渦輪機匣輪盤包容性研究。在國外，Stamper 等[13]采用LS-DYNA 軟件對輪盤破裂撞擊包容結構進行了數值仿真計算；Hagg 和Sankey[14]提出1 種估算輪盤碎片撞擊圓柱形筒體的方法。現有的研究均是關于包容環自身能否包容破裂的輪盤的，而對于包容組件支承結構對包容性的影響尚未見文獻報道。

本文采用某型航空發動機空氣渦輪起動機作為模型，結合數值仿真計算對渦輪起動機的包容性進行了試驗驗證，并進一步研究了渦輪起動機的包容組件支座結構對包容性的影響。

1 材料模型及有限元模型

1.1 材料模型

為描述金屬材料在沖擊載荷下的動力學響應，學者們提出了相當多的材料本構關系，既有經驗公式也有理論結果[15-17]。經驗公式基于實際試驗的觀測，而理論結果則基于材料的微觀性質。Johnson 等[18]、Zerilli與Armstrong[19-21]等學者都提出了基于此類型的材料本構關系表達式。而材料失效準則則描述材料抵抗破壞的能力。目前已經提出了一些基于金屬材料的失效準則，包括最大剪應力失效準則、常應變失效準則以及考慮不同應力狀態、應變率和溫度下的失效準則等。Deya 等[22]使用不同本構模型對圓柱形彈體撞擊12 mm 厚圓形靶板過程進行了數值仿真分析，通過與試驗結果對比，發現J-C 本構模型最適用；Teng 等[23]使用6 種不同的失效模型對彈體撞擊鋁和鋼靶板進行了數值仿真分析，通過與已公開發表的文獻中的試驗結果比較，得出Johnson-Cook 和Bao-Wierzbicki 失效準則最適用的結論，但同時也指出Johnson-Cook失效準則的不足之處。

為了對包容過程進行準確的數值仿真，仿真中材料模型均選用Johnson-Cook 本構模型，此模型能較好地模擬材料的硬化、應變率和溫度軟化效應。其本構方程為

式中：σe為流動應力為等效塑性應變，為無量綱等效塑性應變率，其中為塑性應變率，為參考塑性應變率；T*=（T-T0）（/Tm-T0），為無量綱溫度，其中T 為材料實際溫度，T0為室溫，Tm為材料熔點；A，B，C，n，m 均為材料常數。

材料失效準則采用基于連續損傷力學的Johnson-Cook 累積損傷準則，損傷參數D 定義為

式中：εf為破壞應變，定義為

式中：σ*=P/σeff，為應力三軸度，其中P 為靜水壓力，σeff為VonMises 等效應力。

本文中使用的各材料的Johnson-Cook 本構模型和失效準則參數見表1、2[24-25]。

表1 材料的Johnson-Cook 本構模型參數

表2 材料的Johnson-Cook 失效模型參數

1.2 有限元模型

在建立有限元模型之前，先對幾何模型的拓撲結構進行簡化，清除不必要的線條以及清理小碎面，為高質量的網格劃分提供良好的基礎。經過幾何處理后，使用Hypermesh 軟件進行網格劃分。考慮到不同部分對仿真結果的影響以及結構的實際構型，采用不同位置、不同網格密度的方式對模型進行網格劃分，包容環和排氣罩采用8 節點六面體單元，其中包容環處需要大密度的網格以確保計算結果的準確性，渦輪由于幾何形狀比較復雜而采用4 節點四面體單元，為提高計算效率，網格總量控制在20 萬以內。數值仿真計算使用LS-DYNA971 求解器進行求解，設定求解時間為3 ms。求解完成后可見t=0～3 ms 時間段內渦輪碎塊的運動情況及包容結構的變形。

2 厚壁包容結構的仿真與試驗

2.1 仿真計算

為加強包容能力，在原有包容環內側增加1 圈輔助環輔助包容破裂的輪盤，外壁包容環的材料為TC4，內壁包容環的材料為ZL105-T5。整體結構及有限元模型分別如圖1、2 所示。

圖1 厚壁包容整體結構

圖2 厚壁包容結構有限元模型

圖3 厚壁包容結構t =3 ms 時刻結果

在t=3 ms 時刻整體和各部件的計算結果如圖3所示。渦輪飛出后，渦輪葉片撞擊內壁包容環，受到阻擋，渦輪繼續旋轉持續刮擦殼體內壁。計算的最終狀態為輪盤繼續旋轉刮擦殼體內壁，此時輪盤的動能已降至初始動能的1%以下且呈旋轉狀態，故認為包容過程結束。可見由于包容結構較厚，渦輪盤與內側輔助環長時間刮擦嚴重影響了輪盤的姿態，最終使其翻轉，有飛出跡象，但是并未直接與包容環接觸，內壁輔助環受到嚴重的刮擦損傷。

2.2 包容性試驗

厚壁包容結構試驗結果如圖4 所示。試驗中渦輪轉子在轉速為41337 r/min 時破裂，渦輪轉子破裂為3 部分。在試驗過程中高速相機所拍照片如圖4（b）所示。從圖中可見，渦輪盤與內側輔助環長時間刮擦嚴重影響了輪盤的姿態（紅圈部分），最終使其翻轉并飛出。試驗結束后觀察試驗現場，如圖4（d）所示，破裂的輪盤撞擊包容環后整體翻出，擊倒外部驗證屏罩，內壁輔助環受到嚴重磨損，但外壁包容環幾乎無變形，如圖4（c）所示，試驗以包容失敗告終。

圖4 厚壁包容結構試驗結果

3 薄壁包容結構的仿真與試驗

3.1 仿真計算

薄壁包容結構的包容環材料為TC4，其余結構的材料均為ZL105-T5，其整體結構及有限元模型分別如圖5、6 所示。

圖5 薄壁包容整體結構

數值仿真在t=3 ms 時刻整體計算結果如圖7 所示。從渦輪撞擊外部包容結構的過程可見，渦輪飛出后，渦輪葉片撞擊內層殼體使其很快碎裂，進一步撞擊包容環并持續旋轉刮擦其內壁。在3 ms 時輪盤和包容環一同呈旋轉狀態，渦輪碎塊動能較小，不具備繼續破壞包容環的能力，可以認為在3 ms 時刻撞擊過程基本結束。由模擬結果可知，渦輪破裂后，內層殼體對包容幾乎無作用，包容環吸收的能量最多并變形，但是變形后的包容環并未接觸外部殼體，可見8 mm 厚的TC4 合金包容環可成功包容渦輪，且安全裕度較大。

圖6 薄壁包容結構有限元模型

圖7 薄壁包容結構在t=3 ms時刻仿真結果

3.2 支座無凸臺結構包容性試驗

為了驗證不同包容結構對包容性的影響，針對薄壁包容結構進行了多次試驗。其主要區別在于試驗中包容組件的支承結構分別采用有凸臺和無凸臺2 種形式。

在進行無凸臺的薄壁包容結構試驗時，包容組件支座結構采用4 個M5 螺釘固定，渦輪與主軸采用工裝連接，其整體結構如圖8 所示。圖中紅圈內位置不存在凸臺結構。試驗共進行2 次。

圖8 無凸臺支座結構

在第1 次試驗時，渦輪轉子在轉速為40280 r/min 時破裂為3 部分，渦輪破裂轉速在預定的轉速范圍內。試驗結束后包容組件整體完好，外部殼體幾乎無變形，包容環產生較小變形，驗證屏罩完好，如圖9 所示。在第2 次試驗時，渦輪轉子在41337 r/min 轉速下停留27 s 后破裂為3 部分。試驗結束后包容組件和外部殼體整體完好，包容環產生較小變形，但包容結構整體倒翻在試驗臺旁邊，如圖10 所示。2 次試驗得到不同結果說明此包容組件支承結構需要優化。

圖9 支座無凸臺結構第1 次試驗

圖10 支座無凸臺結構第2 次試驗

3.3 支座有凸臺結構包容性試驗

在進行支座有凸臺的薄壁包容結構試驗時，包容組件支座結構采用4 個M5 螺釘固定，同時在支座處增加凸臺加固，有凸臺支座結構如圖11 所示。對比圖11 和圖8 中的標記，多了1 層13 mm 厚的凸臺結構，渦輪與主軸采用工裝連接，與前述試驗相同。得到的包容性試驗結果為：渦輪轉子達到上限轉速41337 r/min 停留8 s 后破裂。試驗前、后現場照片如圖12 所示。渦輪轉子破裂為3 部分，未擊穿包容環，包容環產生較小變形，外部殼體無變形，包容組件沒有倒翻，驗證屏罩完好。從高速相機拍攝的完整試驗過程可見，在整個包容過程中除了破裂的葉輪外，包容組件僅有微小的振動，說明包容結構可靠性較高。

圖11 有凸臺支座結構

圖12 支座有凸臺結構試驗

4 結果對比分析

4.1 厚壁與薄壁包容結構對比

對比厚壁與薄壁包容結構的試驗結果和仿真結果可見，并不是包容環的厚度越厚，包容效果越理想。在厚壁包容結構整個輪盤破裂的包容過程中，內壁輔助環吸收了絕大部分能量，外壁包容環僅在初始撞擊時產生很少的一部分彈性應變能用于維持整體形態不改變。但是由于包容組件太厚，破裂渦輪盤與殼體長時間相互作用改變了其姿態，使其翻轉飛出，渦輪盤并未直接與外壁包容環作用，外壁包容環失去了其存在意義。

厚壁包容結構試驗與仿真結果均為葉輪翻轉飛出導致包容失敗。但是實際試驗現場的結果整個包容組件翻倒被損壞，而仿真中僅僅只是葉輪翻轉飛出，一方面是因為在仿真計算中撞擊結束時刻輪盤還有一定的能量存在，將繼續做旋轉運動，并不是最終停止的狀態；另一方面考慮到實際中包容組件受力不均的情況要遠比仿真中的嚴重得多，所以在試驗現場損壞情況更加嚴重。

反觀薄壁包容結構的包容結果，一方面由于包容環較薄，在破裂輪盤的撞擊過程中導致包容環變形，包容環具有良好的塑性，雖然發生變形但不至于斷裂，其變形過程中吸收了輪盤的大量能量并使輪盤卡在包容環中而不會翻轉飛出；另一方面，包容環變形后并未撞擊外部殼體，說明包容效果理想。數值仿真結果也驗證了薄壁包容結構的結果，即包容環發生變形，但能夠成功包容破裂的輪盤，且效果較理想。

綜上所述，包容環厚度應適當，既可以保證充足的包容裕度，又可以保證破裂的渦輪盤與包容環長時間接觸而不改變姿態，更不會翻轉飛出。

4.2 有無凸臺支座結構對比

數值仿真結果顯示包容環可以包容破裂的輪盤，即包容環自身可以達到包容要求，在第2 次試驗中出現倒翻現象與包容環自身的包容能力無關。

高速相機拍攝的輪盤破裂瞬間照片如圖13 所示。從圖中可見，3 塊輪盤破裂瞬間具有一定的時間差，第1 塊輪盤先飛出后，另外2 塊輪盤在離心力的作用下隨之飛出，但是明顯滯后于第1 塊輪盤，即輪盤撞擊包容環不是同時發生，而仿真中則是理想情況，3 塊輪盤碎塊同時飛出并撞擊包容環。

在支座無凸臺薄壁包容結構的第2 次試驗中，由于破裂的3 塊渦輪轉子碎塊撞擊包容環有時間差，整體結構受到徑向力的作用，使得用于固定支承包容環支座的4 個M5 的螺釘被剪短，包容組件及3 塊渦輪轉子殘骸整體翻倒在試驗器固定裝置的旁邊。但在現場沒有發現任何零部件飛出，驗證罩整體完好，僅僅是小螺釘從固定處扯開，驗證罩整體倒在連接工裝旁邊。

分析包容過程，理論上輪盤飛裂的3 塊碎塊同時撞擊包容環，對支座的撞擊力由于相互抵消可以忽略不計。但在實際試驗過程中，由于輪盤不可能同時飛裂，撞擊包容環存在時間差，支座處承受的應力不可忽略，所以在支座連接處需要有一定的抗剪切強度。

考慮渦輪碎塊撞擊包容環時，在初始撞擊后，包容環對破裂輪盤的作用力為改變其運動方向的向心力。而在單塊碎塊撞擊包容環時，支座處切應力計算值為3125.16 MPa，這是試驗中采用的4 個M5 不銹鋼固定螺釘無法承受的。若在支座連接處增加凸臺結構（圖11），則在同樣的單塊碎塊撞擊包容環時，由于增加了剪應力作用面積，支座處承受的切應力計算值為36.62 MPa，小于不銹鋼螺釘的許用應力。由分析結果可知，支座處切應力遠大于不銹鋼固定螺釘的抗剪強度，導致在支座無凸臺薄壁包容結構第2 次試驗中包容組件整體倒翻。而在第1 次試驗中，3 塊輪盤撞擊較為同步，其撞擊力相互抵消，支座處切應力較小，因此沒有倒翻。對比支座無凸臺薄壁包容結構的2 次試驗結果，可以發現若支承結構僅采用螺釘連接，不能保證每次都成功包容破裂的輪盤。為此，在支座連接處增加了凸臺結構以對薄壁包容結構進行優化。優化后沒有發生支座底端被剪斷的情況，在試驗中成功包容破裂的輪盤，并且包容組件成功保持在其安裝結構上，其包容過程中僅有微小振動。

圖13 輪盤破裂瞬間

結合試驗結果與計算結果，說明增加凸臺加固包容組件可以確保包容組件的包容能力。

5 結論

本文通過渦輪起動機轉子破裂撞擊包容環的包容性試驗及數值仿真計算，研究了支座結構對包容性的影響，為該型發動機渦輪起動機的設計以及保證發動機在飛行中的安全性提供有效試驗依據，對起動機渦輪包容性設計具有一定的參考價值。主要結論如下：

（1）厚壁包容結構包容效果不理想，包容環厚度需適當，既要保證成功包容不斷裂，又要保證長時間相互作用不使輪盤翻轉飛出。

（2）在包容環的支承結構上，僅采用螺釘固定可能因破裂后的多塊輪盤撞擊時間差導致支承結構被剪斷。在支承結構上增加凸臺優化結構，能夠確保包容組件的包容能力。

綜上所述，在渦輪起動機包容性設計中，為滿足“GJBZ20339-1996 飛機發動機用空氣渦輪起動機通用規范”的要求，即輪盤破裂后包容組件本身保持在其安裝座上，包容結構的厚度選擇以及包容組件支承結構的設計十分重要。

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