萬江艷

粉末合金輪盤關鍵部位多圓弧轉接降應力研究

萬江艷

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽110015）

為了驗證某型航空發(fā)動機粉末合金渦輪盤低循環(huán)疲勞壽命，在旋轉試驗器上進行了渦輪轉子的低循環(huán)疲勞壽命試驗。在試驗過程中有輪緣凸塊和配重塊斷裂飛出，導致試驗失敗，得出該低循環(huán)疲勞試驗故障的主要原因是裂紋起始部位的局部應力偏高。通過建立故障部位的單圓弧、雙圓弧和3圓弧局部模型進行有限元計算，研究了轉接圓角處的應力與轉接圓角半徑的關系。研究結果表明：采用3圓弧轉接方法對粉末合金渦輪盤壽命考核部位進行改進設計是最佳方案，降低了輪盤考核部位應力，提高了輪盤壽命，并通過了試驗驗證。

渦輪盤；粉末合金；低循環(huán)疲勞；多圓弧轉接；第1主應力；當量應力；航空發(fā)動機

0 引言

輪盤是航空發(fā)動機的最關鍵部件之一，據(jù)美國對民用燃氣渦輪發(fā)動機的統(tǒng)計，所有輪盤和絕大多數(shù)輪緣的破裂均屬于非包容性故障，可導致災難性的后果。輪盤破裂轉速預測方法[1-4]用于輪盤靜強度設計，確保輪盤在規(guī)定的超轉轉速下的變形在允許范圍內(nèi)，在規(guī)定的破裂轉速下不被破壞[5]。在工作中輪盤的失效往往是由疲勞強度儲備不足引起的，國內(nèi)外學者在輪盤疲勞壽命研究領域開展了大量工作[6-17]。提高輪盤壽命的最有效方法是降低關鍵部位的局部應力。就國內(nèi)外統(tǒng)計資料看，所有輪盤破裂均屬于非包容性故障，輪盤破裂后的碎塊能夠打穿發(fā)動機機匣，可能切斷油路，破壞操作系統(tǒng)或擊穿油箱，造成機毀人亡的嚴重后果。

為驗證某型航空發(fā)動機粉末合金渦輪盤[18-19]低循環(huán)疲勞壽命，在旋轉試驗器上進行了渦輪轉子的低循環(huán)疲勞壽命試驗，并用電爐加熱方法模擬輪盤在發(fā)動機工作狀態(tài)下的溫度及溫度分布，葉片的離心載荷用配重塊模擬。試驗的峰值轉速為發(fā)動機最高工作轉速，為設計點轉速的1.025倍，谷值轉速1500 r/min。試驗尚未達到目標循環(huán)數(shù)時，渦輪盤上有5個輪緣凸塊斷裂飛出，6個配重塊飛出。經(jīng)斷口分析認為斷口源區(qū)沒有冶金缺陷，斷口性質(zhì)為疲勞破壞。故障的主要原因是裂紋起始部位的局部應力偏高。另外裂紋源處存在加工刀痕，表面粗糙度不滿足設計要求對疲勞破壞起到了促進作用。為提高輪盤疲勞壽命，除優(yōu)化加工工藝外，需對輪盤局部結構進行改進設計。

本文對渦輪轉子進行有限元建模和應力計算分析。

1 故障部位模擬件應力分析

故障部位在渦輪盤輪緣凸塊下與后擋板配合凹槽的轉接圓角處，如圖1所示。故障的主要原因是裂紋起始部位的局部應力偏高，故障部位的局部應力隨轉接圓角半徑的增大而減小。為了研究故障部位局部應力與轉接圓角半徑的關系，建立模擬故障部位的局部模型，研究轉接圓角半徑等參數(shù)對局部應力的影響，為改進設計提供支持。

1.1 單圓弧轉接模型

故障部位的單圓弧局部模型如圖2所示。選擇8節(jié)點軸對稱單元，在模型的A、B邊界上分別施加X、Y方向位移為零的邊界條件，對模型施加離心載荷；在C、D邊界上分別施加分布面力P1、P2，分別模擬后擋板作用在模型上的載荷和葉片及輪緣凸塊作用在模型上的離心載荷。在邊界條件和外載荷不變的情況下，改變單圓弧模型的轉接圓角半徑，研究模型的第1主應力和當量應力與轉接圓角半徑的關系。

當轉接圓角半徑R=2.0 mm時，模型的第1主應力和當量應力分布如圖3所示。應力集中發(fā)生在圓角邊緣很小的區(qū)域，隨著與圓角距離的增大，應力迅速降低，并很快趨于均勻。模型中最大的第1主應力和當量應力與轉接圓角半徑的關系如圖4所示。隨著圓角半徑的增大，模型中最大的第1主應力和當量應力逐漸減小，當轉接圓角半徑由0.5 mm增大到3.0 mm時，最大的第1主應力和當量應力均降低了約40%。

圖1 渦輪盤故障部位

圖2 故障部位單圓弧轉接模型

圖3 單圓弧模型分布（R=2.0 mm）

圖4 單圓弧模型最大應力和圓角半徑的關系

1.2 雙圓弧轉接模型

從圖4中可見，要進一步降低模型最大的局部應力，需要進一步增大轉接圓角半徑。但是，由于結構限制，轉接圓角半徑最大只能增至3.0 mm。為了解決這一矛盾，建立了雙圓弧轉接模型，如圖5所示。施加在雙圓弧轉接模型上的邊界條件和外載荷與單圓弧轉接模型的完全相同，只是在轉接圓角處用R1和R22段相切的圓弧連接，在應力較小處用半徑較小的R1圓弧連接，在應力最大處用半徑較大的R2圓弧連接。

當轉接圓弧R1=1.5 mm、R2=6.0 mm時，雙圓弧模型的第1主應力和當量應力分布如圖6所示。從圖中可見，雙圓弧模型的應力分布與單圓弧模型的應力分布規(guī)律相似，只是局部最大應力有了明顯降低。當轉接圓弧R1=1.5 mm時，雙圓弧模型的第1主應力和當量應力隨R2的變化關系如圖7所示。從圖中可見，隨著圓弧半徑R2的增大，雙圓弧模型中最大的第1主應力和當量應力逐漸減小。當轉接圓角半徑由3.0 mm增大到20.0 mm時，最大的第1主應力和當量應力均降低了約28%。當圓弧半徑R2增加到12.0 mm以上時，局部應力的減小已不再明顯。

圖5 故障部位雙圓弧轉接模型

圖6 雙圓弧模型應力分布

圖7 雙圓弧模型最大應力和圓角半徑R2的關系

1.3 3圓弧轉接模型

隨著雙圓弧模型轉接圓角R2的增大，在降低轉接圓角處應力集中的同時也減小了裝配后擋板及彈性環(huán)的凹槽空間。為了避免與后擋板干涉，轉接圓角R2的增大受到了限制。在實際結構中往往采用3圓弧或多圓弧方案，從而保證了在應力大的部位可采用更大的轉接圓弧，降低應力集中。3圓弧轉接模型如圖8所示。施加在3圓弧轉接模型上的邊界條件和外載荷與雙圓弧轉接模型的完全相同，只是在轉接圓角處用 R1、R2和 R33段相切的圓弧連接，在應力較小、較大和最大應力點處分別用半徑較小的R1、半徑較大的R2和半徑最大的R3圓弧連接。

圖8 故障部位3圓弧轉接模型

當轉接圓弧R1=1.5 mm，R2=8.0 mm，R3=18.0 mm時，3圓弧模型的第1主應力和當量應力分布如圖9所示。

圖9 3圓弧模型應力分布

2 最終改進方案

在單圓弧、雙圓弧和3圓弧模型研究的基礎上，對渦輪盤與后擋板配合凹槽的局部結構進行了改進設計，如圖10所示。

對改進方案渦輪轉子進行了有限元應力分析。結果表明，改進方案渦輪盤凹槽處的應力比原方案有較大幅度的降低。改進結構的渦輪轉子通過了低循環(huán)疲勞考核試驗，驗證了改進方案的有效性。

圖10 改進方案渦輪盤凹槽的局部結構

3 結論

（1）普遍采用增大轉接圓角半徑降低應力集中結構設計方法，轉接圓角處的應力隨轉接圓角半徑增大而減小。本文的研究表明當圓角半徑增大到足夠大時，局部應力的減小已不再明顯。

（2）對于實際結構，由于受轉接圓角處空間的限制，轉接圓角半徑的增大往往會受到限制。這時可采用相切的雙圓弧、3圓弧或多圓弧連接。在應力小的部位采用半徑較小的圓弧，在應力大的部位采用半徑大的圓弧。

建議進一步開展考核部位不同材料模擬件試驗研究工作，研究鈦合金、變形高溫合金及粉末合金材料低循環(huán)疲勞壽命與應力集中系數(shù)及應力梯度的關系。

[1]萬江艷，周柏卓.輪盤彈塑性破裂準則的建立及變厚度輪盤破裂轉速預測[J].航空發(fā)動機，2011，37（5）：4-6.WAN Jiangyan，ZHOU Baizhou.Elastic-plastic disc burst criteria establishment and variable thickness disk burst rotational speed prediction[J].Aeroengine，2011，37（5）：4-6.(in Chinese)

[2]楊敏超，孫蘇亞.渦輪榫頭/榫槽的結構優(yōu)化設計 [J].航空動力學報，2010，25（8）：1877-1882.YAN Minchao，SUN Suya.Structural optimization of turbine tenon/mortise[J].Journal of Aerospace Power，2010，25（8）：1877-1882.(in Chinese)

[3]吳長波，卿華，馮引利，等.某高壓渦輪整體葉盤破裂轉速計算方法[J].燃氣渦輪試驗與研究，2006，19（3）：33-36.WU Changbo，QING Hua，F(xiàn)ENG Yinli，et al.Investigation on the prediction and experiment of high-pressure turbine blisk burst speed[J].Gas Turbine Experiment and Research，2006,19 （3）：33-36.(in Chi-nese)

[4]范志強，馬枚，王榮橋.航空發(fā)動機整體葉盤優(yōu)化設計[J].燃氣渦輪試驗與研究，2000（4）：27-30.FAN Zhiqiang，MA Mei，WANG Rongqiao.Optimization design for blisk of aeroengine[J].Gas Turbine Experiment and Research，2000，13（4）：27-30.(in Chinese)

[5]空軍裝備研究院.GJB 241A-2010.航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范[S].北京：中國人民解放軍總裝備部，2010：17-78.Research Institute of Air Force Equipment.GJB 241A-2010.General specification for engine,aircraft,turbojet and turbofan[S].Beijing：General Equiment Department,People’s Liberation Army of China，2010：17-78.(in Chinese).

[6]高陽，白廣忱，張瑛莉.渦輪盤低循環(huán)疲勞壽命的概率分析[J].航空動力學報，2009，24（4）：804-809.GAO Yang，BAI Guangchen，ZHANG Yingli.Probability analysis for the low cycle fatigue life of a turbine disk[J].Journal of Aerospace Power，2009，24（4）：804-809.(in Chinese)

[7]馬雙員，陸山.同應力多危險部位失效相關輪盤疲勞壽命可靠度分析方法[J].航空動力學報，2008，23（11）：2016-2020.MA Shuangyuan，LU Shan.Analysis method for the strain fatigue life reliability of a disk concerning failure correlation of multi critical sites in the same stress level[J].Journal of Aerospace Power，2008，23（11）：2016-2020.(in Chinese)

[8]楊劍秋，陸山.中長壽命輪盤應力壽命及可靠性分析方法[J].航空動力學報，2007，22（6）：991-995.YANG Jianqiu，LU Shan.Methods for stress based life and its reliability analysis of discs with medium-long and long life[J].Journal of Aerospace Power，2007，22（6）：991-995.(in Chinese)

[9]楊興宇，趙福星，耿中行.用殘余應力確定渦輪盤應變循環(huán)研究[J].航空動力學報，2004，19（5）：614-618.YANGXingyu，ZHAOFuxing，GENGZhongxing.A study on the maximal turbine disk strain cycle with residue stress[J].Journal of Aeroengine Power，2004，19（5）：614-618.(in Chinese)

[10]曹鳳蘭，王旅生，黃慶東，等.某發(fā)動機低壓渦輪盤技術壽命研究[J].航空動力學報，2001，16（4）：312-315.CAO Fenglan，WANG Lyusheng，HUANG Qingdong，et al.A study on useful life of LPT disk[J].Journal of Aerospace Power，2001，16（4）：312-315.(in Chinese)

[11]龔夢賢，黃慶東，肖育祥，等.某Ⅰ級渦輪盤低循環(huán)疲勞壽命試驗研究[J].航空動力學報，1999，14（4）：361-365.GONG Mengxian，HUANG Qingdong，XIAO Yuxiang，et al.An experimental study on low cycle fatigue life of 1st turbine disk in aeroengine[J].Journal of Aerospace Power，1999，14 （4）：361-365.(in Chinese)

[12]秦銀雷，魏大盛，王延榮.航空發(fā)動機渦輪盤裂紋擴展分析[J].航空發(fā)動機，2010，36（2）：34-37.QIN Yinlei，WEI Dasheng，WANG Yanrong.Analysis of crack propagation for aeroengine turbine disk [J].Aeroengine，2010，36（2）：34-37.(in Chinese)

[13]黃艷松，侯憲勇.某型發(fā)動機軸流葉輪疲勞壽命分析[J].航空發(fā)動機，2009，35（3）：40-43.HUANG Yansong，HOU Xianyong.Analysis of fatigue life for an aeroengine axial impeller[J].Aeroengine，2009，35（3）：40-43.(in Chinese)

[14]趙合陽，白廣忱，王科.渦輪盤低循環(huán)疲勞壽命概率分析[J].航空發(fā)動機，2009，35（1）：52-56.ZHAOHeyang，BAIGuangchen，WANGKe.Probability analysisfor low cyclefatiguelifeof turbinedisk[J].Aeroengine，2009，35（1）：52-56.(in Chinese)

[15]葉大榮.某型發(fā)動機渦輪盤強度與疲勞壽命計算[J].航空發(fā)動機，2006，32（4）：16-18.YE Darong.Strength and fatigue life calculation of an engine turbine disk[J].Aeroengine，2006，32（4）：16-18.(in Chinese)

[16]呂震宙，劉成立，徐友良.概率分析方法在粉末冶金渦輪盤疲勞蠕變壽命預測中的應用[J].航空發(fā)動機，2005，31（3）：27-29.LYU Zhenzhou，LIU Chengli，Xu Youliang.Application of probability analysis in creep/fatigue life prediction of powder metallurgy turbine disk[J].Aeroengine，2005，31（3）：27-29.(in Chinese)

[17]宋兆泓，付小平.某渦輪盤小子樣低周疲勞壽命評估計算——威伯斯先驗評估法[J].航空發(fā)動機，2002（3）：18-20.SONG Zhaohong，F(xiàn)U Xiaoping.Prediction of low cycle fatigue life for turbine disc by small sample—webayes method[J].Aeroengine，2002（3）：18-20.(in Chinese)

[18]吳學仁.航空發(fā)動機設計用材料數(shù)據(jù)手冊：第三冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2008：89-125.WU Xueren.Manual of material data in engine design：the third ablum[M].Beijing：Aviation Industry Press，2008：89-125.(in Chinese)

[19]于慧臣.航空發(fā)動機設計用材料數(shù)據(jù)手冊：第四冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2010：65-106.YU Huicheng.Manual of material data in engine design:the fourth ablum[M].Bejing：Aviation Industry Press，2010：65-106.(in Chinese）

Analysis of Stress Reducing on Powder Metallurgy Turbine Disk Using Multi-arcs Method

WAN Jiang-yan
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

In order to verify the low cycle fatigue(LCF)life of powder metallurgical turbine disk for an aeroengine,the LCF life experiment of turbine rotor was performed on the spin tester.The failure of test was due to the flange and counterweight fracture,and the intense local stress of the crack starting position resulted in the LCF life failure.The finite element calculation was conducted by building the single,double and multi-arcs of failure parts,and the relationship between the stress and radius of arcs was studied.The results show that the powder metallurgical turbine was improved using the multi-arcs method.It is the best mothod to reduce the turbine stress,which improved the turbine life,and the turbine passed the testing verification.

turbine disk;powder metallurgy;low cycle fatigue;multi-arcs;first principle stress;equivalent stress;aeroengine

V231.91

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2015.01.011

2013-12-16

萬江艷（1973），女，工程師，從事航空發(fā)動機強度設計工作；E-mail：wjy606@126.com。

萬江艷.粉末合金輪盤關鍵部位多圓弧轉接降應力研究[J].航空發(fā)動機，2015，41（1）：58-61.WANJiangyan.Analysis of stress reducingon powder metallurgy turbinedisk usingmulti-arcsmethod[J].Aeroengine，2015，41（1）：58-61.

（編輯：肖磊）