涡轮榫接疲劳寿命评估及验证:研究现状及展望.pdf
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1、第 55 卷第 4 期2023 年 8 月Vol.55 No.4Aug.2023南 京 航 空 航 天 大 学 学 报Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics涡轮榫接疲劳寿命评估及验证:研究现状及展望胡殿印1,2,3,鄢林4,李鑫1,3,5,张晓杰1,2,3,毛建兴1,2,3,古远兴6,王荣桥2,3,4(1.北京航空航天大学航空发动机研究院,北京 100191;2.北京航空航天大学航空发动机结构强度北京市重点实验室,北京 100191;3.中小型航空发动机联合研究中心,北京 100191;4.北京航空航天大学能源与动力工
2、程学院,北京 100191;5.中国航发湖南动力机械研究所,株洲 412002;6.中国航发四川燃气涡轮研究院,成都 621300)摘要:介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状,分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势,重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明:现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估,但由于各种局限性,工程适用性亟待提高,仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术,从而建立先进航空发动机涡轮榫
3、接结构疲劳寿命评估及验证体系。关键词:涡轮榫接;多场载荷;复合疲劳;裂纹萌生;裂纹扩展;试验验证中图分类号:V231.95 文献标志码:A 文章编号:10052615(2023)04057316Fatigue Life Assessment and Verification of Turbine Attachment:Review and ProspectsHU Dianyin1,2,3,YAN Lin4,LI Xin1,3,5,ZHANG Xiaojie1,2,3,MAO Jianxing1,2,3,GU Yuanxing6,WANG Rongqiao2,3,4(1.Research Ins
4、titute of AeroEngine,Beihang University,Beijing 100191,China;2.Beijing Key Laboratory of AeroEngine Structure and Strength,Beihang University,Beijing 100191,China;3.United Research Center of MidSmall AeroEngine,Beijing 100191,China;4.School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing
5、100191,China;5.Hunan Aviation Powerplant Research Institute,Aero Engine Corporation of China,Zhuzhou 412002,China;6.Sichuan Gas Turbine Research Institute,Aero Engine Corporation of China,Chengdu 621300,China)Abstract:Research related to fatigue life assessment of turbine attachment was introduced.T
6、he progress,shortcomings,and development trends of existing research were discussed in terms of multi-field load analysis,crack initiation life assessment,crack propagation analysis,and test techniques,respectively,focusing on the methods for assessing the service life and damage tolerance of turbin
7、e attachment.The results show that the existing analysis and test methods can basically achieve the fatigue life assessment of turbine DOI:10.16356/j.10052615.2023.04.002基金项目:国家自然科学基金(52022007);国家科技重大专项(2017-IV-0004-0041,J2019-IV-0009-0077,J2019-IV-0016-0084)。收稿日期:20230516;修订日期:20230625作者简介:胡殿印,女,教授
8、,博士生导师,国家级领军人才,研究方向为发动机结构强度及疲劳可靠性。主持“两机”基础研究项目、工信部民机科研、科工局技术基础项目、国家自然科学基金、教育部博士点基金、航空科学基金、产学研基金等 30余项;授权国家发明专利 50余项,发表 SCI、EI论文 130余篇,主编出版学术专著 2部、教材 1部;获省部级科技奖励 3项。通信作者:胡殿印,E-mail:。引用格式:胡殿印,鄢林,李鑫,等.涡轮榫接疲劳寿命评估及验证:研究现状及展望 J.南京航空航天大学学报,2023,55(4):573588.HU Dianyin,YAN Lin,LI Xin,et al.Fatigue life asse
9、ssment and verification of turbine attachment:Review and prospects J.Journal of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics,2023,55(4):573588.第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报attachment,but due to various limitations,the engineering applicability needs to be improved.It is necessary to conduct research o
10、n robust reduction order methods for load analysis,life assessment methods based on physical mechanisms and data-driven,crack growth simulation under variant loading amplitude,and test techniques in complex thermomechanical environments,and to develop a system to support the fatigue life assessment
11、and validation of turbine attachment in advanced aero-engine.Key words:turbine attachment;multi-physical field loads;combined fatigue;lifetime assessment;crack growth;experimental verification涡轮叶/盘结构作为发动机的热端部件,长时间工作在高温、高转速极端服役环境下,同时需满足质量轻、寿命长、可靠性高等苛刻且相互矛盾的指标要求,是公认的制约我国先进发动机研制的短板瓶颈。更重要地,涡轮盘作为航空发动机的军机
12、关键件、民机限寿件,需要满足“军机涡轮盘的容许失效概率小于 10-6次/飞行小时,民机涡轮盘容许失效概率小于 10-710-9次/飞行小时1”等苛刻指标。其中,联接涡轮叶片和轮盘的榫接结构,是涡轮叶片承载最大、涡轮盘温度最高的部位,区域平均温度在 500600,局部温度高达 700,呈现显著应力集中和复杂应力状态,极易萌生疲劳裂纹并扩展导致结构破坏,是困扰涡轮榫接结构设计的长期顽疾,直接制约了先进航空发动机的研制。近年来,国内外的多型发动机发生了与涡轮榫接相关的重大故障。2014 年,V2527A5 发动机高压涡轮二级盘榫槽疲劳断裂,导致二级叶片飞出;2016年,CF680C发动机高压涡轮盘榫
13、槽高应力区裂纹萌生并沿径向扩展,造成轮盘非包容性破裂;我国对某型发动机的外场故障统计结果显示,涡轮榫接结构裂纹检出率高达 10%。可见,涡轮榫接结构的疲劳问题严重威胁了航空发动机的安全性和经济性。因此,准确评估涡轮榫接结构的疲劳寿命,是保证航空发动机服役安全、提高经济效益的重要基石。为减小发动机故障的发生,国内外发动机生产厂商和主管部门吸取历史经验教训,在发动机的结构设计、分析、验证等方面形成一系列制度和规范,如美国国防部发布的 MILHDBK1783B 发动机结构完整性大纲2,国军标 GJB/Z101 航空发动机结构完整性指南3、GJB241A 航空涡轮喷气和涡轮风扇发动机通用规范4等。上述
14、规范文件中均明确指出,涡轮榫接结构需要“确定不产生裂纹的使用寿命”和“进行损伤容限分析,防止在检修间隔内裂纹失稳扩展”,同时指出“需通过分析和试验来评估使用寿命和损伤容限”,并强调了“在使用寿命和损伤容限分析前,需要确定可能承受的全部载荷,明确分析的边界条件”,从而保证分析的准确性,降低试验的试错成本。为此,本文以航空发动机涡轮榫接结构为研究对象,针对设计规范中“载荷环境”“使用寿命”“损伤容限”“试验验证”相关内容,从多场载荷分析、多失效模式下裂纹萌生寿命预测、复杂载荷下的裂纹扩展分析和疲劳试验技术等方面论述研究进展,以期为航空发动机涡轮榫接结构设计提供技术支持。1 涡轮榫接载荷及失效模式涡
15、轮榫接结构的载荷环境复杂,既要承受离心载荷、叶片传来的气动载荷,还要叠加各部位温差所产生的热应力,尤其对于发动机加减速过程,因盘心和盘缘温差导致的轮缘拉、压受力状态改变,加剧了榫接部位的疲劳损伤。此外,现代高性能航空发动机涡轮轮盘辐板厚度较薄,在气流激励下榫接部位的振动载荷也不容忽视,如图 1所示。涡轮榫接结构载荷来源广泛,需要建立涡轮榫接结构准确、高效的多场载荷计算方法,为寿命评估提供输入。1.1涡轮榫接多场载荷分析方法1.1.1涡轮榫接流热固耦合分析流热固耦合数值模拟方法主要有两种分类方式。一是根据求解流程分为整体求解法和分区求解法5。二是根据耦合程度分为单向和双向耦合法6。其中,双向耦合
16、法又可细分为双向显式迭代和双向隐式迭代。整体求解法将采用欧拉描述的流体域方程和采用拉格朗日描述的固体域方程结合起来,形成统图 1 涡轮榫接结构载荷特点Fig.1 Load characteristics of turbine attachment574第 4 期胡殿印,等:涡轮榫接疲劳寿命评估及验证:研究现状及展望一的流体/结构耦合方程,实现流体/结构的交互影响,其计算过程复杂,计算量巨大,适用性较差6。分区求解法单独求解流体域和固体域控制方程,并在耦合界面上交换数据以实现流场/结构的耦合,其求解相对独立,可以直接利用成熟的流体和固体求解工具,但需保持流体域和固体域时间推进求解的一致性,以及耦
17、合界面信息的高效、准确传递7。单向耦合方法不考虑流体域和固体域的相互耦合作用,计算效率高,适用于固体域发生小变形的情况8。双向耦合方法是将流体域和固体域结果进行多次迭代计算直至收敛,根据两物理场之间的迭代形式可分为隐式算法和显式算法9。隐式算法中,在同一时间步内进行多次迭代,直到结果收敛后进入下一时间步。显式算法中,流体和固体域之间只进行一次迭代就进入下一时间步,计算结果易发散。毕绍康10采用流热固耦合分析方法,对涡轮盘进行了优化设计,在涡轮盘质量减小的同时,应力较原始构型也显著降低。Zhang 等11采用双向耦合和单向耦合计算了空心风扇叶片的变形规律,比较了两种方法对叶片初始冷态构型设计的影
18、响。高凡12将单向耦合方法应用于变循环发动机调节机构的强度设计,并比较了瞬态和稳态计算结果的差异。1.1.2涡轮榫接振动载荷分析方法涡轮榫接部位振动载荷的分析涉及接触力学、摩擦学、结构动力学、空气动力学等,依赖于对系统结构动力学特征的把握,下面将从气动激励和振动响应求解两方面进行论述。(1)非定常气动激励计算方法来自上游尾迹和下游势扰动,以及来流畸变、非均匀温度场等非定常气动激励是引起叶/盘结构振动的主要激励源。基于非定常流动的时空周期性和叶片几何周向循环对称性,学者发展了一系列降阶计算方法,分为时域和频域降阶方法。时域降阶方法主要包括叶片约化法13、轮廓变换法14、时间变换法15和傅里叶变换
19、法16。频域降阶方法主要包括谐波平衡法17和非线性谐波法18。Connell 等1920综合评估了上述时域降阶方法,结果表明叶片约化法对流量和叶片通过频率等参数的预测存在较大误差,轮廓变换法仅能感受到转子的通过频率,时间变换法和傅里叶变换法能感受到转、静叶片通过频率及其倍频,但是无法捕捉泄漏流和脱落涡的频率成分。王子维等21采用谐波平衡法进行非定常流场模拟,结果表明当谐波阶次达到五阶时,计算结果较为准确,但是当流场具有强非线性特征时,该方法会产生较大误差。Chen等22采用非线性谐波法预测了转、静干涉流场,结果表明当采用二阶谐波时,该方法可以恢复 90%的掺混损失,计算效率比时间推进法快 20
20、 倍,通过考虑除基频之外的高阶谐波来模拟流场中的强非线性特征。(2)干摩擦系统振动响应求解方法在涡轮榫接的振动响应方面,基于榫接部位的局部接触非线性特点,国内外学者发展了大量的减缩模型23。一方面,利用叶/盘结构的旋转周期性和振动行波特征,将全环叶/盘结构减缩为单个扇区24。另一方面,通过选取合适的模态向量构成减缩基,将单扇区模型进一步减缩,主要包括基于系统模态25和基于部件模态26的减缩技术。然而,上述方法对叶片与轮盘界面处理过于简化,导致其难以准确描述叶盘间的耦合振动。鉴于此,提出了 CraigBampton 模态综合法(CBCMS)27,通过保留全部界面模态进行叶盘振动分析。为了进一步降
21、低 CBCMS 模型的计算规模,Bladh等28将轮盘的周期对称模态与 CBCMS 相结合,Castanier等29利用特征约束模态对 CBCMS 的界面模态进行减缩,Beck等30将上述两种方法结合,并提出了附着模态减缩方法,表现出更高的计算精度。在振动方程数值求解方面,针对叶盘结构的周期性简谐振动,通常利用谐波平衡法31将非线性振动微分方程转化为非线性代数方程进行求解。但对于粘滞、滑移、分离不同的接触状态及摩擦力的迟滞效应,非线性接触力光滑性较差,谐波平衡法会出现收敛性问题。为此,Cameron等32提出时频转换法,将频域位移转换到时域进行接触力的求解,然后将非线性力再转换回频域,进行频域
22、方程的求解。在时频域转换时,还可与快速傅里叶变换结合33,从而提高计算效率。目前,主要有两种方法获得频域的代数方程,分为动刚度法34和动柔度法35。动刚度法较为直观,动柔度法利用刚度矩阵可逆,取其逆矩阵作为柔度矩阵,或直接由主模态和静位移模态构建,也被称为频率响应函数矩阵。然而,在上述分析方法中,输入参数的改变会对响应计算分析的时间成本和收敛性产生较大影响,如减缩模型截取模态的阶数、谐波平衡法的谐波阶次会带来自由度的显著改变,而延拓步长的选择对非线性数值求解算法的鲁棒性有较大影响。此外,现有方法未考虑接触面的微动磨损,以及接触区域的塑性特征,仍需发展更为稳健的延拓技术、降阶模型和分叉分析策略,
23、以及更符合工程实际的接触模型。575第 55 卷南 京 航 空 航 天 大 学 学 报1.2涡轮榫接典型失效模式如图 2 所示,在离心力、气动力和热应力的共同作用下,涡轮榫接结构的榫槽底部及榫齿根部圆弧倒角等部位应力集中严重,材料局部进入屈服阶段,呈现低周疲劳失效模式;同时,这些部位温度较高,易发生蠕变,当蠕变损伤和低周疲劳损伤发生交互时,则呈现蠕变疲劳失效模式;此外,当低周疲劳损伤存在时,涡轮榫接结构振动载荷往往会加剧疲劳失效,呈现高低周复合疲劳失效模式。对于榫齿接触面存在小幅滑动,易产生磨损损伤,在与疲劳损伤耦合后,接触面的边缘位置会发生微动疲劳失效。总体而言,涡轮榫接的榫槽底部及齿根倒圆
24、易发生低周疲劳、蠕变疲劳、高低周复合疲劳失效,接触部位易发生微动疲劳失效。从失效阶段来看,裂纹萌生阶段需要考虑上述 4 种失效模式,而在裂纹扩展阶段,由于超出了微动载荷的影响区域,仅需考虑除微动疲劳外的其余 3种失效模式。2 涡轮榫接裂纹萌生寿命预测方法2.1典型失效模式的疲劳寿命模型2.1.1低周疲劳寿命模型当循环应力水平较高、最大应力接近或超过屈服强度时,塑性应变起主导作用,材料易发生低周疲劳失效。按照分析参量的尺度,低周疲劳寿命模型分为宏观和细观模型。宏观模型根据参量的类型可分为应力法、应变法和能量法。应力法基于材料的 SN 曲线描述循环载荷的应力幅值 a与疲劳寿命 Nf之间的关系,常见
25、的形式36有指数函数、幂函数等。应变法适用于 以 塑 性 变 形 为 主 导 的 低 周 疲 劳 寿 命 预 测,MansonCoffin37公式应用最为广泛,其认为总应变循环强度是材料弹性强度和塑性强度的叠加。能量法认为塑性功累积使材料产生不可逆损伤进而导致疲劳破坏,揭示了疲劳损伤的本质。Ostergren38首先将能量法的内涵成功应用,提出拉伸滞后损伤函数法。此外,考虑应变幅和最大应力影响的 SWT 模型39也是基于能量的方法。能量法可天然地反映非对称载荷的影响,无需引入其他修正项,对 大 部 分 材 料 都 具 有 较 好 的 适 用 性。Liu等4041采用基于表面完整性参量修正的 S
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