喘振載荷作用下風扇轉靜子碰摩研究

劉一雄 ，叢佩紅 ，郭 勇 ，楊治中 ，鄭茂軍

（1.中國航發沈陽發動機研究所，2.遼寧省航空發動機沖擊動力學重點實驗室：沈陽 110015；3.西北工業大學動力與能源學院，西安 710072）

0 引言

為了摸清航空發動機風扇/壓氣機部件的工作性能，在工程應用中常在部件試驗器上開展性能錄取試驗，通過節氣門調節的方法使風扇/壓氣機偏離工作點并沿等轉速線向喘點逼近，進而獲得喘振邊界。喘振是發動機的一種不穩定工作狀態，發生的主要原因是風扇/壓氣機流道內存在嚴重的氣流分離，甚至產生沿軸向的反向倒流[1]。發動機一旦進入喘振狀態，流道內氣流的流量和壓力將呈現低頻大幅度的軸向振蕩[2]，導致試驗件強烈振動乃至發生嚴重的轉靜子碰摩故障[3-4]，不僅會導致轉子葉片掉塊或斷裂、靜子件嚴重刮摩[5-7]，還會對流道內上游和下游的葉片造成二次損傷，危害性大，而且會造成較大的經濟損失。

國內外學者針對葉片機匣碰摩開展了大量的研究工作。劉書庫等[8]采用LS-DYNA 軟件，研究了高壓渦輪盤、葉片及機匣的碰摩過程，表明葉片與機匣每碰摩1 次可以近似視為1 個沖擊過程；Legrand 等[9]提出了一種全3維接觸準則模擬葉片-機匣的碰摩方法，采用Ansys 軟件分析了葉片和機匣的接觸動力學特性；宋慧斌[10]基于LS-DYNA 研究了3 種不同涂層材料對葉片-機匣碰摩響應的影響，獲得了葉片的振幅以及振動應力分布；張俊紅等[11]基于ABAQUS 軟件建立了葉片-涂層/機匣的碰摩仿真模型，發現封嚴涂層可以有效減小葉尖應力和碰摩力，且碰摩力具有周期性的脈動特征；Ahrens 等[12]通過模型試驗件開展了低速碰摩試驗，研究了葉片-機匣碰摩力以及侵入量和法向接觸力的關系，獲得了葉片和機匣碰摩過程中法向力和切向力的時間歷程曲線；Padova 等[13]通過所建立的高速旋轉試驗臺，研究了葉片和機匣基體產生的碰摩力隨不同最大侵入量的變化曲線，表明碰摩具有非線性特征；陳果等[14]開展了航空發動機轉子葉片-機匣的單點和偏摩試驗研究，發現碰摩時機匣測點的振動信號中轉子葉片的通過頻率分量劇增；李勇等[15]在航空發動機試驗件上開展了轉靜件碰摩研究，獲得了不同碰摩條件下碰摩力及葉片的振動特性，認為葉片在給定的碰摩條件下不會發生共振。目前，工程上常采用脈沖力局部碰摩模型將碰摩故障[16-18]中復雜的碰摩過程簡化為葉片在脈沖載荷作用下的瞬態動力學響應問題，其優點是可獲得葉片在碰摩時的變形和應力分布，計算量小。

本文以喘振時發生轉靜子葉片碰摩故障的風扇試驗件為研究對象，開展喘振影響分析和碰摩沖擊響應模擬分析，研究結果可以為故障原因定位和改進設計提供參考。

1 故障概述

1.1 損傷情況

某風扇試驗件在開展1.0 轉速喘振試驗時，進入喘振后試驗件出口出現火光，下臺分解后檢查發現，中間級轉子葉片損傷嚴重，10 片葉片的葉尖前緣和尾緣發生卷邊或掉塊，風扇轉子葉片前、尾緣損傷情況如圖1 所示。對應上方機匣涂層和機匣基體磨損嚴重，且其上游所有靜子葉片尾緣均被打傷，上游靜子葉片損傷情況如圖2所示。機匣收斂型通道如圖3所示，其中中間級轉子葉片上方通道與軸線夾角為11°。

圖1 風扇轉子葉片前、尾緣損傷情況

圖2 上游靜子葉片損傷情況

圖3 機匣收斂型通道

1.2 失效分析

為進一步明確葉片的損傷模式和碰摩行為模式，對轉子葉片前緣斷口開展了失效分析。轉子葉片斷口分析結果如圖4 所示，從圖4（a）中可見，斷口表面粗糙，有明顯磨損痕跡；從圖4（b）中可見，斷口呈現磨損和韌窩特征，表明葉片發生了瞬時斷裂。

圖4 轉子葉片斷口分析結果

同時，通過能譜分析發現，轉子葉片尾緣除存在葉片自身材料成分TC17 合金外，還存在機匣基體合金成分TC4合金。

綜上所述可以明確，轉子葉片前緣與上游靜子葉片發生軸向碰摩，且其尾緣與上方涂層外的機匣基體也發生了徑向碰摩。

2 喘振影響分析

航空發動機葉片發生碰摩問題的可能原因有：

（1）轉子葉片發生大的變形，例如發生共振、顫振等；

（2）受到喘振沖擊載荷的影響；

（3）轉、靜子之間間隙不足。

本節通過數值模擬和試驗數據分析，排除了由共振和顫振導致的葉片碰摩；結合壓力脈動數據開展喘振載荷影響分析，主要考慮喘振時氣動壓力短時振蕩對葉片產生沖擊作用；開展基于尺寸鏈的轉靜子葉片熱態間隙分析。

2.1 共振和顫振分析

在共振分析時采用了傳統坎貝爾圖預測共振轉速的方法，轉子葉片坎貝爾圖如圖5所示。其中，E為發動機基頻，2～6E、17E、45E、68E為轉子葉片受到的激勵頻率，f為葉片的各階頻率，n為風扇轉速，n1～n4為不同工況下的風扇轉速，上述參數均進行無量綱處理。

圖5 轉子葉片坎貝爾圖

從圖中可見，葉片在1.0 轉速存在由機匣橢圓度6E激起的2 階共振，頻率裕度為0.17%，激振能量的大小無法確定。然而，參考圖6給出的1.0轉速進入喘振前葉片前緣的光纖振動幅值，可以看出葉片在該轉速光纖振幅很小，說明葉片在進入喘振前無明顯共振。

圖6 1.0轉速進入喘振前葉片前緣光纖幅值

采用能量法[19]進行顫振分析，得到了試驗件節流狀態下1.0 轉速近喘點氣動阻尼隨節徑數的變化規律，如圖7所示。從圖中可見，轉子葉片前3階的氣動阻尼均為正，結合機匣壁面的壓力脈動測試結果，未發現存在與轉子葉片振動頻率有轉靜坐標轉換關系的特征頻率，分析認為不是由顫振引發的碰摩。

圖7 試驗件節流狀態下1.0轉速近喘點氣動阻尼隨節徑數的變化

2.2 喘振載荷影響分析

當試驗件發生喘振時，流道內的流量和壓力會出現低頻大幅往復振蕩，葉片可能出現由喘振載荷引起的大的變形。為此開展喘振載荷影響分析，主要考慮喘振時氣動壓力短時振蕩對葉片產生的沖擊作用。

喘振載荷的確定主要根據喘振同一時刻轉子前、后實測壓力脈動數據確定，在氣動力往復振蕩過程中，轉子前測點壓力為0.199 MPa，轉子后測點壓力為0.14 MPa，氣動力短時振蕩，將此時的壓力作為沖擊載荷進行瞬態響應分析，采用ANSYS 軟件開展瞬態響應分析，模擬分析氣動力短時沖擊作用下葉片前緣和尾緣的軸向、徑向位移。

將喘振沖擊作用下葉片響應與穩態靜強度的計算結果進行對比，喘振載荷沖擊對葉尖前尾緣軸向位移的影響如圖8所示。

圖8 喘振載荷沖擊對葉尖前尾緣軸向位移的影響

由計算結果可以發現，當發生喘振時，轉子葉片在氣動壓力短時反向沖擊作用下會發生如下變化：

（1）葉片前緣和尾緣軸向均向后變形，前緣軸向位移在穩態時為0.91 mm，在沖擊作用下增大為1.89 mm；

（2）尾緣軸向位移在穩態時為2.21 mm，在沖擊作用下增大為3.42 mm，沖擊帶來的轉子葉片軸向向后的變形較為明顯，而軸向位移的變化帶來了尾緣徑向間隙的減小。

2.3 基于尺寸鏈的熱態間隙分析

當喘振發生時，整個試驗件系統受到較大影響，主要包括：

（1）進入喘振時轉速突升，由于風扇功耗降低，轉速快速升高，比磨合試車轉速高出500 r/min，使轉子葉片軸向向后、徑向向上展開，增加葉片與機匣碰摩風險。

（2）在喘振時發生軸向力輕載反向，持續約0.19 s，根據分析，軸承的輕載反向會使風扇轉子軸向向后串動。

（3）機匣及靜子葉片受到喘振影響產生變形。

為此，非常有必要開展基于尺寸鏈的轉靜子葉片熱態間隙分析，其計算結果如圖9所示。

從圖中可見，在喘振載荷作用下，各種因素的影響互相疊加：

（1）轉子葉尖前緣與上游靜子葉片尾緣的軸向間隙由17 mm 增大為20.769 mm，不會發生轉靜子葉片由喘振沖擊帶來的軸向直接碰摩。

（2）在受到喘振沖擊后轉子葉尖尾緣向后變形，考慮風扇機匣為收斂型通道，轉子葉片軸向向后變形會帶來徑向間隙減小的情況：機匣流道傾斜角度約為11°，即葉片軸向向后移動1 mm，則葉尖徑向間隙減小0.20 mm。

綜合考慮喘振沖擊、軸向力反向、轉速升高、機匣相對變形等的影響，葉尖尾緣的相對位移超出機匣涂層的覆蓋區域達0.41mm，此時，葉尖尾緣與機匣的徑向間隙為-0.44mm，說明轉子葉片葉尖尾緣與機匣基體產生徑向碰摩。

3 受到喘振沖擊后葉片行為

為研究受到喘振載荷短時沖擊后轉子葉片的行為，在上一章確定葉片與機匣基體碰摩的基礎上，開展脈沖力局部碰摩模型碰摩模擬響應分析。

3.1 碰摩載荷及時間

在進行碰摩模擬分析時，碰摩力及碰摩時間的設置決定了瞬態響應的大小。為了確定碰摩力的大小，首先開展了靜態拉伸試驗，通過液壓作動筒在葉片尾緣突然施加周向作用力，方向由葉盆側指向葉背側，前緣軸向位移隨靜態拉力的變化關系如圖10所示。

圖10 前緣軸向位移隨靜態拉力的變化關系

從圖中可見，葉片前緣的位移與拉力呈線性關系。然而葉片與機匣碰摩后存在一定的沖擊效應，葉片與基體碰摩的碰摩力是葉片與涂層碰摩力的2 倍以上[11，13]。拉伸試驗中3 kN 的拉力即可使葉片前緣產生軸向向前10 mm左右的位移，考慮葉片與機匣基體碰摩會產生至少2 倍的沖擊效應，轉靜子葉片的熱態間隙則會不足，進而導致轉靜子葉片軸向碰摩。因此，將碰摩力設置為3 kN。同時，根據轉子葉片損傷數量和葉片轉速，碰摩時間設置為2 ms，結合葉尖尾緣損傷痕跡，判定葉片發生了多次碰摩，設置碰摩載荷譜如圖11 所示，在碰摩模擬分析時考慮了預應力和幾何非線性的影響。

圖11 碰摩載荷譜

3.2 碰摩模擬響應分析

通過碰摩模擬瞬態分析，得到了葉尖尾緣受到3 kN碰摩力的沖擊作用下葉尖前緣的軸向變形情況，如圖12 所示。從圖中可見，在葉尖尾緣與機匣不斷碰摩的過程中，葉型往復展開，在沖擊載荷作用下，葉尖前緣軸向向前產生較大變形，最大變形量達到20.2 mm，超出了靜止狀態下轉子葉片與上游靜子葉片的軸向熱態間隙，轉子葉片葉尖前緣與上游靜子葉片尾緣發生軸向碰摩。

圖12 碰摩力為3 kN時葉片前緣位移隨時間的變化曲線

3.3 轉靜子葉片碰摩行為分析

綜合上述分析，得到了試驗件系統在進入喘振后，轉子葉片受到喘振載荷沖擊時的碰摩行為：

（1）在喘振載荷振蕩沖擊作用下，葉片尾緣向后產生較大變形；同時由于風扇功耗降低，轉速快速升高并超出之前的磨合試車轉速，使轉子葉尖尾緣軸向向后變形；軸向力反向使尾緣進一步后移而超出機匣涂層覆蓋區域；

（2）由于風扇機匣為收斂通道，葉尖尾緣軸向位置的變化使葉尖徑向間隙進一步減小，使轉子葉尖尾緣與機匣基體反復碰撞，在產生的沖擊載荷作用下，轉子葉片產生向前的變形，與上游靜子葉片發生軸向碰摩故障。

4 結束語

本文通過模擬分析得出碰摩故障發生的原因為：葉片在喘振沖擊影響下先與機匣基體碰摩，反復振蕩后與上游靜子葉片碰摩。

為避免航空發動機在喘振后葉片發生碰摩，在進行風扇葉片工程設計時，應在如下方向進行改進：

（1）對于氣動負荷較大的轉子葉片，其上方的機匣流道傾角不應過大，避免因流道變化劇烈帶來的徑向間隙大幅減小。

（2）合理設置耐磨涂層的長度，避免因喘振等因素造成葉尖與機匣基體碰摩。

（3）喘振時產生的沖擊能量較大，對整個試驗件系統都會產生明顯影響，應及時退喘，并減小支點軸向力，避免軸承輕載反向。