带芯轴实心盘包容性试验研究.pdf

长沙航空职业技术学院学报JOURNAL OF CHANGSHA AERONAUTICAL VOCATIONAL AND TECHNICAL COLLEGE第 23 卷第 2 期2023 年 6 月Vol.23 No.2Jun.2023-11-收稿日期：2023-02-16作者简介：张权(1993)，男，安徽舒城人，工程师，工学硕士，研究方向为航空发动机结构强度。DOI:10.13829/ki.issn.1671-9654.2023.02.003带芯轴实心盘包容性试验研究张权，王桢，李黎明（中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲4 1 2 0 0 2）摘要：针对带芯轴的实心盘在进行包容性试验时，缺陷的大小难以确定的问题进行了研究。由于轮盘和芯轴连接处是圆角过渡，其有效结合面较难确定，故制订了三种计算方案，采用平均应力法进行计算，获得缺陷的大小。用线切割的方法在轮盘上预制缺陷，并在立式轮盘试验器上开展试验。结果表明，合理选取轮盘与芯轴结合面的轴向有效高度可提高试验成功率，研究结果具有工程应用价值。关键词：带芯轴实心盘；包容性试验；缺陷；平均应力法中图分类号：V231.96文献标识码：A文章编号：1671-9654(2023)02-0011-05Research on Containment Test of Solid Disk with a MandrelZHANG Quan,WANG Zhen,LI Li-ming(AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute，Zhuzhou Hunan 412002)Abstract:In this paper,the problem that the size of the defect of solid disk with a mandrel was difficult to determine when doing containment test was studied.Due to the rounded transition at the connection between the disc and the mandrel,it was difficult to determine the effective joint surface.Therefore,three calculation schemes have been developed.The mean stress method was used to obtain the size of the defect.The defects were prefabricated by wire cutting and experiments were carried out on a vertical disk tester.The results show that reasonable selection of the effective axial height of the joint surface of the disc and the mandrel can improve the success rate of the test.The results are valuable for engineering application.Key words:solid disk with a mandrel;containment test;defect;mean stress method空气涡轮起动机是航空发动机空气起动系统的主要组成部分，其内部的涡轮叶片盘为高速旋转零件，当出现疲劳损伤或外物撞击时，涡轮叶片盘在高转速下可能会破裂，高能碎片飞出会击伤发动机本体、飞机油箱、线路管路等，可能会导致发动机停机、飞机失控，甚至造成机毁人亡的严重事故。根据飞机发动机用空气涡轮起动机通用规范（GJBZ203391996）要求，空气涡轮起动机须进行包容性验证，应在最大自由运转转速下进行涡轮转子轮盘的诱导破坏包容性试验。验证试验导致起动机外部着火、内表面温度超过 371，或起动机不能包容全部碎片，以及本身不能保持在其安装座上等，均应视作故障。零件可从起动机排气口掉出，但它们必须无破坏性能量。为实现轮盘在目标转速下破裂，需要在轮盘上预制缺陷。目前，已有较多院所开展了机匣包容性试验的研究，但关于轮盘预制缺陷的研究却较少。宣海军等研究了断裂涡轮叶片与包容环的撞击过程1；范志强等开展了不同模型机匣的包容性试验，得到了机匣的失效模式2；柴象海等-12-长沙航空职业技术学院学报第 23 卷通过建立高精度风扇机匣包容性仿真预测模型，为风扇包容机匣设计提供了参考3；侯乐毅等通过仿真与试验，研究了某空气涡轮起动机的包容设计4；刘闯等提出了一种改进的预制缺口的方法，并通过试验进行了验证5。本文以某型空气涡轮起动机的涡轮叶片盘作为模型，对其缺陷的大小进行了计算，并通过试验进行了验证，对于此类轮盘，给出了一种较准确的计算方案，可有效提高试验成功率。1 确定轴向有效高度涡轮叶片盘三维模型如图 1 所示，轮盘 1/3破裂的目标转速范围为 n(n+2000)r/min。图 1 涡轮叶片盘三维模型图涡轮叶片盘为带芯轴的实心盘，此类轮盘的破裂通常不会穿透中间芯轴。因此，假设此轮盘1/3 破裂模式如图 2 所示，轮盘沿中间芯轴径向裂开，外侧轮盘在周向均分为 120 破裂成 3 块，1/3 涡轮叶片盘破裂碎块的基本参数如表 1 所示。轮盘部分和芯轴是以圆角过渡的形式连接，需要确定轮盘与芯轴结合面的轴向有效高度。给出三种方案：方案一，以芯轴与盘体连接的分界面为限，确定出轮盘与芯轴结合面的轴向有效高度H=40.6 mm；方案二，以直径=24 mm 轴与盘体连接的圆角过渡处的高度为参考，确定出轮盘与芯轴结合面的轴向有效高度 H=29.5 mm；方案三，轮辐上下表面延长，与轴在直径=17 mm 处相交，确定出轮盘与芯轴结合面的轴向有效高度H=19.4 mm。三种轴向有效高度示意图如图3所示。以下切割方案制订过程中，分别以此尺寸作为 1/3涡轮叶片盘碎块与中间芯轴结合面的高度。图 2 涡轮叶片盘 1/3 破裂模式表 1 1/3 涡轮叶片盘破裂碎块的基本参数对象质量/g质心半径/mm目标转速/（rmin-1）1/3 涡轮叶片盘184.428.23n方案一 方案二 方案三图 3 轴向有效高度示意图（单位：mm）2 切割方案2.1 失效判据为便于分析，初步判断只设置径向切割槽是否会发生破裂。因方案一的轴向有效高度最大，故以方案一进行计算，H=40.6 mm，预制径向全切开切割槽，即 L=37 mm，1/3 涡轮叶片盘碎块与芯轴结合处的圆柱面有效面积 A1为 596 mm。根据表 1 的数据可计算得到 1/3 涡轮叶片盘的离心力：按平均应力法假设轮盘截面剩余未切割面积上的平均径向应力达到材料强度极限时，轮盘将破裂，此时所需径向剩余面积：而 1/3 涡轮叶片盘与芯轴结合处有效面积 A1小于 AT，因此，仅设置径向全切开切割槽，轮盘就可在径向开槽内侧处沿周向破裂。-13-张权，等：带芯轴实心盘包容性试验研究第 2 期由上文可知，三种方案径向切割槽尚未全切开时轮盘就可能发生破裂。因此，由图 4 可知，1/3 涡轮叶片盘破裂前所受的离心载荷 F离心力由周向结合面（面积为 A1）上的作用力 F1和两侧径向结合面（面积为 A2）上的作用力 F2共同承受。式中 1为周向结合面上的平均拉应力；2为径向结合面上的平均拉应力。即有：为便于分析，假设周向和径向结合面上的平均应力始终一致，即 1=2，并将面上拉应力达到极限抗拉强度时视为轮盘破裂时刻。径向结合面径向结合面周向结合面120LF1F2LF2RF离心力L(粗实线为切开处，切割长度为 L；虚线为未切开的结合面)图 4 1/3 涡轮叶片盘的受力简图根据平均应力准则，假设轮盘径向截面和周向截面上的平均应力达到材料的强度极限时轮盘破裂，可得轮盘径向截面和周向截面的内力与离心载荷平衡，如图 4 所示。由图4可列出1/3涡轮叶片盘受力平衡的等式：式中，A1为周向结合面面积，A2为两侧径向结合面面积，r 为切割槽起始点半径，h 为切割槽所在位置的轮盘厚度，为 1/3 涡轮叶片盘周向承载截面的弧度。计算得到轮盘破裂时三种方案对应的 A1、A2和 L，如表 2 所示。表 2 轮盘破裂时各方案的 A1、A2和 L方案A1/mm2A2/mm2L/mm方案一5966932.7方案二43316525方案三285.6245202.2 切割步骤试验采用线切割的方法在轮盘上预制槽，开槽宽度为 0.6 mm，通过控制径向切割槽的长度 L来控制破裂转速，开槽尺寸如图 5 所示，预制槽从距离盘心 8.7 mm 处开始向外开槽，为避免应力集中，槽端设置一个直径 0.2 mm 的圆槽，而 1/3盘周向承载截面的弧度=120。图 5 切割槽示意图为保证轮盘成功在预定转速范围内破裂，考虑到材料性能与切割尺寸偏差等因素的影响，轮盘切割分多步进行，使平均应力逐步逼近强度极限，直至轮盘破裂。第一次切割先保证轮盘不会提前破裂，在平均应力作用下，在所需剩余截面面积的基础上预留 15%的余量。为保证下一次切割后，轮盘不会在低于下限转速下提前破裂，下一次平均应力为上一次平均应力的(n+2000)/n，三种方案的轮盘切割计算如表 3 表 5 所示。综合考虑三种方案的切割长度，最终确定试验时的切割方案如表 6 所示。表 3 方案一序号径向切割长度 L/mm径向剩余面积 A2/mm总剩余面积A1+A2/mm平均应力/MPa平均应力安全系数 b/127.51338277331.15229.21157967621.11330.5987667911.07432.7697168461.0534.1496818900.95634.8396639150.92-14-长沙航空职业技术学院学报第 23 卷表 4 方案二序号径向切割长度 L/mm径向剩余面积 A2/mm总剩余面积A1+A2/mm平均应力/MPa平均应力安全系数 b/1212298277331.152222097967621.113231927667911.074251657168461.0526.51436818900.95627.51336639150.92表 5 方案三序号径向切割长度 L/mm径向剩余面积 A2/mm总剩余面积A1+A2/mm平均应力/MPa平均应力安全系数 b/116.33138277331.15217.52957967621.11318.52787667911.074202457168461.05212296818900.95621.52176639150.92表 6 最终切割方案序号12345678径向切割长度L/mm16.317.518.52021222325序号910111213141516径向切割长度L/mm26.527.529.230.532.734.134.8373 试验验证为对比三种计算方案的准确性，对涡轮叶片盘开展试验。采用线切割的方法在轮盘上预制槽，开槽宽度为 0.6 mm，通过控制径向切割槽的长度L 来控制破裂转速，初始开槽长度为 16.3 mm，开槽后的试验件如图 6 所示。图 6 试验件开槽后状态将试验件安装至立式轮盘试验器上，安装示意图如图 7 所示，安装后的状态如图 8 所示。图 7 试验件安装示意图图 8 试验件安装状态图试验时，将涡轮叶片盘加载至（n+2000）r/min，若轮盘未破裂，则分解后按表6中的方案依次加长径向切割槽的长度，重复试验，直至轮盘破裂。第一次试验时，当切割长度为 27.5 mm 时，轮盘在（n+523）r/min 发生破裂，试验件残骸见图 9。图 9 试验件残骸（L=27.5 mm）第二次试验时，当切割长度为 26.5 mm 时，轮盘在（n+710）r/min 发生破裂，试验件残骸见图 10。-15-张权，等：带芯轴实心盘包容性试验研究第 2 期图 10 试验件残骸（L=26.5 mm）试验与计算结果对比情况见表 7。表 7 试验与计算结果对比表项目第一次试验第二次试验缺陷长度 L/mm27.526.5破裂转速/(rmin-1)n+523n+710方案一 L/mm32.732.7安全裕度1.151.18方案二 L/mm2525安全裕度0.920.95方案三 L/mm2020安全裕度0.720.69从表 7 可以看出，方案一的轴向有效高度选取偏大，导致计算出的缺陷偏大，试验时轮盘会提前破裂，导致试验失败；方案二的轴向有效高度选取较为合理，通常安全裕度略小于 1 时轮盘才会发生破裂，故实际缺陷略大于计算值；方案三的轴向有效高度选取偏小，导致计算出的缺陷偏小，会大大增加试验反复次数，试验效率较低。4 结论（1）带有预制缺陷的涡轮叶片盘在目标转速范围内三等分破裂，试验结果有效；（2）方案二的计算结果与试验结果匹配度最高，两次结果对应的安全裕度分别为 0.92 和 0.95，符合工程实际；（3）对于带芯轴的实心盘，合理选取涡轮叶片盘与芯轴结合面的轴向有效高度可提高计算结果的可靠性，从而提高试验成功率。参考文献：1 宣海军,洪伟荣,吴荣仁.航空发动机涡轮叶片包容试验及数值模拟 J.航空动力学报,2005(5):762-767.2 范志强,高德平,姜涛,等.模型机匣的包容性试验和数值模拟 J.南京航空航天大学学报,2006(5):551-556.3 柴象海,张晓云,侯亮,等.航空发动机风扇机匣包容性等效试验与分析方法 J.振动与冲击,2016(2):162-167.4 侯乐毅,陈靖华,郑妹.空气涡轮起动机包容性研究 J.燃气涡轮试验与研究,2017(6):27-32.5 刘闯,陈国栋,黄福增,等.航空发动机机匣包容性试验研究 J.航空发动机,2020(3):71-76.