某型发动机 二级压气机叶片振动特性与断裂机理分析杨兴宇，蔡向晖，耿中行( 北京航空工程技术研究中心北京1 0 0 0 7 6 )麓要：近年来多种型号发动机出现了压气机叶片高阶振动断裂赦障。本文对于某系列发动机的二级压气机叶片现的各种故障模式、机理和所采取的捧故措藏进行了简单的综述，初步明确了各故障模式与振型的对盥关系希望对于以后的压气机计片断裂故障机理和排除数障措施研究等方面有所帮助。关量词：航空、航天推进系统i 二级压气机叶片；振动特性；断裂机理；排故措施1引言某系列发动机是主要现役某型飞机的动力装置，二级压气机工作叶片曾经发生多次断裂故障，经过有关的机理分析，将其结构由薄型改为加厚型，2 c 型叶片，即某系列发动机广泛采用的叶片结构，但是加厚型叶片在两种型号发动机上也出现了断裂故障。为排除二级压气机时。片断裂故障的发生，有关厂、所、院校等单位，进行了大量的试验、计算等研究工作，基本明确了故障机理，并提出了各种摊除故障措施。从最近外场的使用情况看，这些措施起到了较好的效果。本文从叶片的振动特性结台断裂的具体形式对该故障做一简单综述，希望对于以后的压气机叶片断裂故障机理和排除故障措施研究等方面有所帮助。2 二级叶片断裂模式某系列发动机二级压气机工作叶片曾经发生多次断裂故障薄、厚( 原苏联该型加厚叶片，即2 c 型叶片) 叶片均发生过。断裂形式有以下几种：第一种形式是疲劳源在进气边靠近叶尖处，裂纹斜向上扩展，并发展成掉块，见示意图l A 所示( 简称模式1 ) ，图中黑点为土疲劳源位置，尖头方向表示裂纹扩展方向；第二种形式是疲劳源在进气边靠近叶尖处，裂纹向上扩展，并回到进气边，形成半圆形掉块，见图1 B 所示( 简称模式2 ) ；第三种形式是疲劳源在叶尖顶部靠近进气边处，裂纹斜向下发展，形成掉块，见图l c 所示( 简称模式3 ) ：第四种形式是疲劳源在叶尖顶部靠近排气边处，裂纹斜向下发展，形成掉块，见圈1 D 所示( 简称模式4 ) ；第五种形式是裂纹起源于叶盆中上部，并沿叶高方向上、下扩展，裂纹向F 发展转向进气边，裂纹同时向上发展，故障件断口部分呈S 型，具体故障形式见图1 E所示( 简称模式5 ) ，图2 是模式5 真实叶片的断I Z l 形式。3 8 4l 1 BI C1 Dl E图l 二级叶片s 种断口形式示意圈圈2 模式5 “S ”登断口形式断裂形式多样，其中比例较大的是叶尖掉角，表l 裂出了1 9 8 5 年到1 9 9 8 年部分二级压气机叶片断裂情况。从宏观统计规律以及断口分析，断裂叶片具有以下共同特点：叶片断裂与寿命没有直接关系：断口均具有明显的离周疲劳特征；故障发动机多数出现1 个叶片断裂，较少数出现2 片断裂；故障叶片出现疲劳源的位置，如叶尖、进气边或叶身中部大多数的表面质量很差，有微小裂纹、夹杂物、空洞以及腐蚀等缺陷；叶片材料成分符合设计的要求，叶片材料硬度也符台设计图纸的要求。3 断口金相分析二级压气机叶片的材料为I C r I N i 2 W 2 M o V ，马氏体不锈钢。对5 种断裂形式的故障叶片进行化学成分、硬度以及常温物理参数测试，结果均正常。符合设计图纸要求。这表明，叶片热处理，机械加工等工艺正常。故障叶片断口基本上分为两个区域：疲劳区和瞬时断裂区。表1部分叶片断裂情况工作时间断裂序号故障发生时间发动机号码断裂形式 ( h ：m i n )片数11 9 8 5 53 2 P 7 8 4 0 2 0 4 13 S ：2 6l进气边半圆形掉块21 9 8 5 83 2 P 7 8 3 0 1 0 6 36 6 ：3 11进气边叶尖掉块31 9 8 5 83 2 P T B 3 0 1 0 5 ll进气边叶尖掉块41 9 8 6 1 03 2 P 7 8 4 0 2 0 7 29 3 ：1 02均为进气边叶尖掉块51 9 8 73 2 P 7 8 3 0 1 0 5 87 4 ：1 41进气边叶尖掉块61 9 8 7 93 2 P 7 8 4 0 2 0 6 58 0 ：3 01进气边叶尖掉块71 9 8 9 63 2 P 7 8 4 0 2 0 4 92 4 8 ：2 8l叶身断裂。断日为S 型81 9 9 0 43 2 P 丁B 4 8 2 1 3 T8 4 ：3 4l进气边叶尖掉块9l 0 43 2 P 7 B 哇0 2 0 7 57 l ：l lL进气边叶尖掉块1 01 9 9 0 53 2 P 7 8 4 0 2 0 7 49 8 ：3 42均为进气边叶尖掉块l l1 9 9 33 5 P 7 0 3 0 1 0 2 61 9 8 ：0 72均为排气边叶尖掉块1 21 9 9 B 13 2 P 7 8 5 0 2 1 4 55 6 2 4 7l叶身断裂，断日为S 型疲劳区的疲劳弧线较为明显具有小应力的高周循环特征疲劳区占整个断裂区大部分，瞬时断裂区较小，无宏观塑性变形和外来物撞击的痕迹。5 种断裂形式的疲劳源位置不同，具体位置见图l 。疲劳源大致可分为三类：进气边、叶顶、叶身中铘。进气边裂纹基本上处于相同位置，距离叶尖1 0 m m 左右，由于断口走向不一致形成了半圆缺口型掉块和斜向上掉块两种断裂形式；疲劳源在叶顶处的位置不同，一种靠近进气边，大约3 5 蕊左右，裂纹向进气边发展，形成3 5 衄2 5 姗面积太小的掉块 另一种靠近排气边，大约2 3 m 左右，裂纹向摊气边发展，形成3 5 m 2 3 m m 面积大小的掉块。叶身断裂形式的裂纹起源于叶盆中上部，距进气边2 4 蛐，并沿叶高方向上、下扩展。裂纹向下发展转向进气边，在距叶根约5 0 咖处断裂；裂纹同时向上发展，至叶尖2 2 矾处将叶尖沿水平方向全部撕裂，故障件断口部分呈“S ”型。由于时身断裂形式断裂的叶片很大，因此危害性也最高。故障叶片断口的另一个共同特征是，疲劳源区均有不同程度的表面缺陷，避气边裂纹的叶片进气边缘上有凹坑、夹杂等；“S ”型故障叶片的叶身袭面有微小裂纹、夹杂物以及空洞等缺陷；叶顶裂纹的叶片疲劳源处存在锐边等。可以认为以上在疲劳区存在的表面缺陷是诱发叶片萌生疲劳裂纹的重要因素。根据统计故障叶片的疲劳源区均有不同程度的磨损现象，有的叶片已看不到断裂源区的原始形貌特征。4 叶片振动特性分析作者就1 9 9 8 年出现的二级压气机叶片叶身S 型断裂故障，对该叶片进行了较为深入的研究。由于断裂的叶片大多是原型即薄叶片，因此着重计算了原型( 薄叶片) 叶片的离心应力、静频、动频、振型和相对振动应力分布等。对于改进叶片即厚叶片( 2 C 型) 只计算了静、动频率。用大型通用结构分析软件A N S Y S 计算了二级叶片的离心应力、静频、动频、振型和相对振动应力分布等。有限元计算模型共有2 0 5 0 个节点，1 2 6 0 个八节点三维实体单元，沿叶片厚度方向分两层。4 1 振动特性计算分析4 1 1 叶片频率计算二级叶片前2 0 阶振型的静、动频率。为了与测量结果比较，表2 列出前1 2 阶振型静频值计算值与测量均值( 样本量为2 3 个叶片) 。相对误差最大的为6 8 ，其余的均小于5 。可以认为在工程允许范围之内。表2计算值与试验值对比1骱2阶3 阶4 阶5 阶6阶 阶次7 阶8 阶9 阶1 0 阶l l 脐1 2 阶 ( B 1 )( B 2 )( T 】)( 8 3 】( T 2 )( B 4 )计算值2 2 6B 2 91 0 5 4 9 2 92 5 0 03 2 0 43 3 8 73 8 4 64 1 9 35 1 9 65 3 1 06 1 2 I测量值2 3 38 6 71 0 7 92 0 0 82 5 4 52 9 9 83 5 3 03 9 3 34 3 9 15 4 4 05 5 9 06 4 2 7瓤差A F73 82 57 94 52 0 61 4 38 71 9 89 4 42 7 13 0 6帽对误差34 42 3391 8684 O2 24 54 ，64 84 8 F + ( t )4 1 _ 2 共振特性分析根据二级叶片振动频率有限元计算和激振力频谱分析结果，面出原型二级叶片的共振特性图( C o m p e l l 图) 。某系列发动机二级压气机叶片承受一级整流叶片尾流激振力，在3 6 个一级整流叶片中，有5 个加厚叶片按不等间距排列，即为6 、1 3 、1 9 、2 1 和2 4 号位置。由于该加厚叶片与其他叶片几何尺寸上的差异，因此形成压力差，从而造成叶片的谐波激振力，经谐波频谱分析”1 ，得到谐波系数K = 2 2 、1 4 、6 、1 0 、1 6 等，但是这些谐波激振力相对于K = 3 6 的主激振力相比非常小，因此本文章中只分析主激振力系数为3 6 的共振特性。图3 二级叶片的共振特性图。4 2 台架动应力测量图3 二级叶片的共振特性图在台架上进行二级压气机叶片振动特性测量，结果表明，在发动机工作转速范围内，存在有2 5 0 0 H Z 、3 5 0 0 H Z 、5 6 0 0 H Z 和6 6 2 0 H Z 左右四个主要振型的共振，根据静态频率测试结果，分别对应第5 、7 、1 0 和1 2 阶振型。激振源是3 6 个一级整流叶片，在进、排气边掉角部位的相对振动应力可以达到1 4 2 9 - 2 0 8 M P a ，这是叶片断裂的根本原因，特别是5 6 0 0 H Z高阶复合振型在0 8 额定转速附近很容易发生共振，该频率对应叶片的第1 0 阶振型。在台架动应力测量中发现，当n l = 9 7 3 9 r p m 时( 0 8 额定转速范围内) ，测得振动应力为1 4 2 9 M P a 、3 8 7叶片动频为5 7 7 0H Z ，该振型节线位于叶尖顶部距进气边9 m m 处，从测试得到的频率值及节线位置分析，该振型即为叶片的第l O 阶振型，且在发动机常用工作转速下发生共振。再一次从台架试验角度说明第1 0 阶振型是很危险的振型。表3 是某系列发动机在实际中经常使用的状态，可以看出，常用低压转速范围分布较为广泛，尤其是慢车状态，由于在空中随着飞行高度的变化，其相对转速分布在3 I - 8 5 之间，而且使用停留时间不受限制；叶片静频测量表明B J ，由于制造工艺的影响，第6 阶以上振型的频率分散度很大，因此发生上述4 种振型共振是很容易的。表3某系列发动机常用工作状态对应低压转速状态加力最大额定0 8 额定慢车地面：1 0 0 0 5地面：1 0 0 _ + 0 5地面：3 3 士2 9 3 士0 78 7 9 4 - 0 7I 低压相对转速。 空中1 0 0 ”“空中i 0 0 “。空中：3 l 8 55 几个振型相对振动应力5 1 砂型法擐蛩在振动台上采用电涡流激振法对前2 0 阶振型的静频率进行了测量，并用砂型共振法得到了振型，图4 是其中第5 、7 、1 0 、1 2 阶4 个振型的节线振型图，第5 阶擐型即通常所称的二扭振型。第5 阶振型第1 0 阶撮型图4 四个重点撮型的振型圈第7 阶撮型第1 2 阶振型5 2 相对振动应力计算原型叶片前2 0 阶撮型、相对振动应力和n = l l l S 0 r p m 下离心应力a 其中前1 2 阶最犬及次最大相对振动应力位置列于表4 中，图5 是第5 、7 阶振型的相对振动应力，图6 是第l O 阶振型的相对扳动应力。表4原型叶片振动应力囊太及次最大部位最大应力沿叶高部位f 阶次振型备注 ( 静a )最大位置次最大位置1B 17 0 7背胡8 6 进啦4 脯后维3 0 m最大应力位置和模式5 2B 21 3 6 6盆田8 L 进啦鳓前缘根郝 疲劳源接近3T t2 1 4 9排盘5 强进气边缘5 羁晕大应力位置和模式5 4B 34 2 3 3盆7 飘进。晓1 3 喁背8 5 ，进气边2 0 l l 疲劳源接近5T 25 5 5 2进气