基于蜂窩磨損槽實(shí)測數(shù)據(jù)的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙變化規(guī)律分析

李娜 張清 牛坤 徐丹

摘要：開展了工作狀態(tài)篦齒蜂窩相對運(yùn)動(dòng)規(guī)律和封嚴(yán)間隙變化規(guī)律的研究，對封嚴(yán)間隙設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)優(yōu)化具有重要的工程意義和指導(dǎo)作用。本文基于某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)出口篦齒蜂窩封嚴(yán)位置蜂窩磨損槽實(shí)測數(shù)據(jù)，對實(shí)際運(yùn)行過程中篦齒和蜂窩的徑向、軸向、周向的相對位置關(guān)系進(jìn)行了分析，獲得了工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙變化規(guī)律。工作狀態(tài)篦齒與蜂窩碰磨時(shí)，軸向及周向均存在偏磨現(xiàn)象，封嚴(yán)間隙沿氣流方向越來越大、順航向左上方大/右下方小，且隨著試車時(shí)數(shù)的增加，封嚴(yán)間隙前后差值呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢。工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙在600h試車時(shí)數(shù)后趨于穩(wěn)定，蜂窩磨損槽深度最深約0.7mm，寬度最寬約4mm。

關(guān)鍵詞：篦齒；蜂窩；磨損槽；封嚴(yán)間隙

Keywords：labyrinth；honeycomb；rub-grooves；sealing clearance

0 引言

隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的不斷提高，封嚴(yán)技術(shù)已成為影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能的主要因素之一，未來航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能的提高一半將取決于封嚴(yán)技術(shù)的改進(jìn)[1]。

旋轉(zhuǎn)機(jī)械中，轉(zhuǎn)子和靜子之間的封嚴(yán)方式包括篦齒封嚴(yán)、浮環(huán)封嚴(yán)、液力封嚴(yán)、石墨封嚴(yán)、刷式封嚴(yán)等類型[2]。篦齒封嚴(yán)是利用通道的突擴(kuò)和突縮增加流阻以限制流體泄漏的非接觸式動(dòng)封嚴(yán)，由于具有結(jié)構(gòu)簡單、維護(hù)方便、封嚴(yán)性能極佳、適用于高溫高壓等極端工作環(huán)境等特點(diǎn)，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)和渦輪級間、冷卻流路氣體隔離等封嚴(yán)結(jié)構(gòu)中得到了廣泛的應(yīng)用。

國內(nèi)外研究人員對篦齒封嚴(yán)進(jìn)行了深入研究，采用理論分析、數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)研究等方法，得到了轉(zhuǎn)速、特征幾何參數(shù)、溫度和壓力、開口槽等因素對篦齒封嚴(yán)特性的影響規(guī)律[3-5]，形成了一套比較系統(tǒng)完善的針對篦齒封嚴(yán)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則[6]。然而，航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)靜子在運(yùn)行過程中會發(fā)生零組件變形、轉(zhuǎn)靜子不同心等情況，使轉(zhuǎn)子和靜子之間的封嚴(yán)間隙隨發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)發(fā)生變化，這些情況在封嚴(yán)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)階段是難以考慮的。實(shí)際間隙過大會影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)的效率；實(shí)際間隙過小可能導(dǎo)致轉(zhuǎn)靜子之間的過度碰磨，不利于發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)可靠性。因此，掌握發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際運(yùn)行過程中轉(zhuǎn)靜子之間封嚴(yán)間隙的變化規(guī)律，對封嚴(yán)結(jié)構(gòu)的優(yōu)化及封嚴(yán)間隙的改進(jìn)十分必要。

發(fā)動(dòng)機(jī)分解后實(shí)測得到的蜂窩磨損槽情況恰恰反映了工作狀態(tài)篦齒蜂窩運(yùn)動(dòng)規(guī)律及實(shí)際配合情況。因此，本文基于某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)蜂窩磨損槽實(shí)測數(shù)據(jù)，對實(shí)際運(yùn)行過程中篦齒和蜂窩的軸向、徑向、周向的相對位置關(guān)系進(jìn)行分析，獲得了工作狀態(tài)篦齒和蜂窩相對位置運(yùn)動(dòng)及封嚴(yán)間隙的變化規(guī)律，具有重要的工程意義和指導(dǎo)作用。

1 蜂窩磨損槽測量位置及測量方法

1.1 篦齒蜂窩封嚴(yán)結(jié)構(gòu)位置

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)出口封嚴(yán)位置所處環(huán)境壓力高、相應(yīng)溫度也較高。1994年7～8月，F(xiàn)-16戰(zhàn)斗機(jī)因高壓壓氣機(jī)出口篦齒封嚴(yán)間隙不合理引起篦齒環(huán)斷裂，連續(xù)發(fā)生4起摔機(jī)事件，導(dǎo)致約350架F-16、部分B-2和F-14D停飛[7]。該事件說明該處工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙設(shè)計(jì)的合理性對發(fā)動(dòng)機(jī)的可靠性十分重要，下文將對某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)出口篦齒蜂窩工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙進(jìn)行分析。

圖1所示為高壓壓氣機(jī)出口篦齒蜂窩封嚴(yán)結(jié)構(gòu)示意圖，其中篦齒設(shè)計(jì)在轉(zhuǎn)子件上，蜂窩設(shè)計(jì)在靜子件上，篦齒為5道直通齒，冷態(tài)設(shè)計(jì)間隙從前至后（沿氣體流動(dòng)方向）相同。

1.2 蜂窩磨損槽實(shí)測方法

在對蜂窩磨損槽實(shí)測時(shí)，采用打樣膏和影像儀相結(jié)合的方法進(jìn)行尺寸測量。測量時(shí)，周向8點(diǎn)均布，以正上方為第1點(diǎn)，順航向順時(shí)針依次排布。圖2所示為某臺發(fā)動(dòng)機(jī)某次分解后高壓壓氣機(jī)出口封嚴(yán)位置周向某方向的蜂窩磨損槽打樣膏圖像。

2 蜂窩磨損槽實(shí)測結(jié)果及分析

本文的實(shí)測數(shù)據(jù)是在某型發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)試驗(yàn)、分解后對高壓壓氣機(jī)出口封嚴(yán)位置的蜂窩磨損槽進(jìn)行測量得到的，測量得到深度數(shù)據(jù)共22組、寬度數(shù)據(jù)共20組，每組數(shù)據(jù)包括5道磨損槽，每道周向8點(diǎn)，共計(jì)40個(gè)數(shù)據(jù)。

對測量數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，獲得了磨損槽深度、寬度隨試車時(shí)數(shù)變化的擬合曲線以及軸向和周向磨損槽深度的對比曲線，得到了該處篦齒蜂窩相對運(yùn)動(dòng)和封嚴(yán)間隙的變化規(guī)律。

2.1 蜂窩磨損槽深度、寬度及與篦齒軸向位置的變化

隨著試車時(shí)數(shù)的增加，封嚴(yán)位置蜂窩磨損槽深度和寬度在試車前期總體上呈增大趨勢，在600h試車時(shí)數(shù)后趨于穩(wěn)定狀態(tài)，即封嚴(yán)間隙在600h試車時(shí)數(shù)后趨于穩(wěn)定，蜂窩磨損槽深度最深約0.7mm、寬度最寬約4mm，如圖3和圖4所示。

圖3中實(shí)測數(shù)據(jù)顯示，蜂窩磨損槽深度集中范圍是相應(yīng)位置篦齒齒尖寬度的1～2倍。雖然磨損槽深度的改變對封嚴(yán)性能基本沒有影響[3]，但實(shí)測數(shù)據(jù)蜂窩磨損槽深度集中范圍區(qū)域處于依據(jù)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)蜂窩磨損槽深度較為適宜范圍區(qū)域的上方，表明該處蜂窩磨損槽深度偏大，冷態(tài)設(shè)計(jì)間隙偏小。

圖4中實(shí)測數(shù)據(jù)顯示，蜂窩磨損槽寬度集中范圍是相應(yīng)位置篦齒齒尖寬度的8～12倍。磨損槽寬度增大則封嚴(yán)性能下降，磨損槽寬度是篦齒寬度的3倍時(shí)，泄漏系數(shù)已顯著增加，在實(shí)際設(shè)計(jì)使用時(shí)應(yīng)當(dāng)避免[3]，表明該處蜂窩磨損槽寬度偏大，篦齒相對蜂窩的軸向運(yùn)動(dòng)距離偏大。

封嚴(yán)位置蜂窩5道磨損槽中心軸向位置相對于各道篦齒中心軸向位置均靠前，且從前至后磨損槽中心與對應(yīng)的篦齒中心軸向間距越來越大，如圖5所示，說明某工作狀態(tài)下篦齒與蜂窩碰磨時(shí)，接觸位置在篦齒冷態(tài)位置前。

2.2 蜂窩各道磨損槽深度及寬度差異

封嚴(yán)位置蜂窩從前到后5道磨損槽深度和寬度總體上呈減小趨勢，如圖6所示。實(shí)測數(shù)據(jù)顯示，相鄰兩道磨損槽深度平均值，靠前比靠后深3.1%～11.7%；相鄰兩道磨損槽寬度平均值，第1道比第2道窄1.3%，其余靠前比靠后寬2.4%～9.7%。總體來看，該處蜂窩磨損槽深度前深后淺、寬度前寬后窄，表明發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)存在靜子封嚴(yán)結(jié)構(gòu)變形不均勻的情況，且蜂窩前低后高，從而引起封嚴(yán)間隙前小后大。

不同試車時(shí)數(shù)蜂窩5道磨損槽深度對比如圖7所示。磨損槽深度曲線平均斜率變化情況如圖8所示，斜率隨試車時(shí)數(shù)的增加，呈現(xiàn)先增大后減小的規(guī)律。結(jié)果表明，前期隨著試車時(shí)數(shù)的增加，蜂窩前低后高的變形情況有所緩解；后期隨著試車時(shí)數(shù)的增加，蜂窩前低后高的變形情況越來越嚴(yán)重。這說明隨著試車時(shí)數(shù)的增加，封嚴(yán)間隙前后差值先減小后增大。

不同試車時(shí)數(shù)蜂窩5道磨損槽寬度對比如圖9所示。磨損槽寬度曲線平均斜率變化情況如圖10所示，斜率隨試車時(shí)數(shù)的增加，整體上呈現(xiàn)增大的規(guī)律，說明隨著試車時(shí)數(shù)的增加，蜂窩磨損槽寬度前后差值越來越小。

2.3 蜂窩磨損槽周向深度差異

封嚴(yán)位置蜂窩5道磨損槽深度周向不均勻，存在偏磨現(xiàn)象，如圖11所示，位置1和位置8的磨損槽深度淺，位置4和位置5的磨損槽深度深。實(shí)測數(shù)據(jù)顯示，每道磨損槽深度平均值最深位置比最淺位置大65.9%～88.6%。總體來說，順航向左上方位置磨損槽深度淺，右下方位置磨損槽深度深，表明發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)存在轉(zhuǎn)靜子不同心的情況，從而導(dǎo)致封嚴(yán)間隙左上方大、右下方小。

3 結(jié)論

基于某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)高壓壓氣機(jī)出口封嚴(yán)位置蜂窩磨損槽實(shí)測數(shù)據(jù)，分析了工作狀態(tài)篦齒蜂窩相對位置變化及封嚴(yán)間隙變化情況，可為封嚴(yán)結(jié)構(gòu)的優(yōu)化及封嚴(yán)間隙的改進(jìn)提供一定的參考。結(jié)論如下：

1）發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際運(yùn)行過程中，該位置篦齒與蜂窩存在碰磨，且軸向和周向磨損不均勻，碰磨接觸位置在篦齒冷態(tài)位置前；

2）工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙沿氣流方向越來越大，且隨著試車時(shí)數(shù)的增加，封嚴(yán)間隙前后差值呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢；順航向工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙呈現(xiàn)左上方大、右下方小的規(guī)律；

3）工作狀態(tài)封嚴(yán)間隙在600h試車時(shí)數(shù)后趨于穩(wěn)定，蜂窩磨損槽深度最深約0.7mm、寬度最寬約4mm，磨損槽深度和寬度均偏大。

參考文獻(xiàn)

[1] G J Sturgess. Application of CFD to Gas Turbine Engine Secondary Flow System [J]. AIAA，1988.

[2]林基恕.航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005：188-222.

[3]紀(jì)國劍，吉洪湖.直通篦齒靜止襯套上磨損槽對泄漏特性影響的數(shù)值研究[J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（8）：1403-1408.

[4]劉有軍.鋸齒型徑向迷宮密封機(jī)理研究[J].潤滑與密封，2002（6）：20-21.

[5]王鵬飛，劉玉芳，郭文，李江海，劉波.高轉(zhuǎn)速對直通型篦齒封嚴(yán)特性影響的試驗(yàn)研究[J]. 燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2007，20（2）：45-48.

[6]航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)手冊總編委會.航空發(fā)動(dòng)機(jī)手冊（10卷）渦輪[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001：249-250.

[7]陳光.航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2006.