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摘要：統(tǒng)計結(jié)果顯示，振動問題在航空發(fā)動機(jī)的故障中占比很高，而壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片振動故障，在發(fā)動機(jī)使用過程中時有發(fā)生，且危害性較大。因此，在設(shè)計過程中應(yīng)采取有效措施避免振動問題，提升航空發(fā)動機(jī)質(zhì)量，提高航空發(fā)動機(jī)壽命。在壓氣機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計中，常通過改變?nèi)~型來調(diào)整頻率裕度，需要在性能分析與強(qiáng)度振動計算之間來回迭代，費(fèi)時費(fèi)力。基于上述情況，本文提出了一種調(diào)整葉片頻率的方法——葉尖片削，即在轉(zhuǎn)子葉尖切去部分葉型，可以實(shí)現(xiàn)快速調(diào)頻。以某型壓氣機(jī)第1級葉片盤為例，分析了不同尺寸的轉(zhuǎn)子葉尖片削對葉片頻率、葉片根部最大當(dāng)量應(yīng)力、盤心最大當(dāng)量應(yīng)力、葉尖變形的影響，結(jié)果葉片頻率裕度有提高外，其余方面影響均較小。同時，性能數(shù)值仿真結(jié)果顯示葉尖片削對壓氣機(jī)性能幾乎沒有影響。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動機(jī)；壓氣機(jī)；頻率裕度；葉尖片削；應(yīng)力

中圖分類號：V231.3 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：B 文章編號：1671-2064(2023)08-0061-04

0.引言

葉尖開槽最早是應(yīng)用于航空發(fā)動機(jī)渦輪工作葉片中，大量研究表明^[1-2]，渦輪轉(zhuǎn)子葉片葉尖開槽可以明顯改善渦輪級的效率和冷卻效果。葉尖開槽又叫葉尖片削，是指在葉片靠近徑向間隙處的葉尖處的吸力面或壓力面或葉片兩側(cè)同時沿著弦向開淺槽。在壓氣機(jī)中，葉尖處壓力面?zhèn)攘黧w會通過葉頂間隙泄漏到吸力面?zhèn)龋M(jìn)而導(dǎo)致泄漏流與主流發(fā)生摻混，帶來泄漏損失。葉尖片削技術(shù)的主要特點(diǎn)是有效調(diào)控葉尖泄漏流動及其與端壁二次流的相互作用，進(jìn)而影響壓氣機(jī)的氣動性能。邵衛(wèi)衛(wèi)^[3]研究了葉尖片削對軸流壓氣機(jī)性能的影響，并提出了葉尖片削對葉片振動和葉片應(yīng)力分布的可能影響。壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片尤其是進(jìn)口轉(zhuǎn)子葉片，工作條件惡劣，以及高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離心力和氣流尾跡很容易使葉片發(fā)生振動。由于壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片經(jīng)常受到外物沖擊或沙塵沖刷，使得其頻率會發(fā)生改變，因此，葉片振動必須具備一定的裕度。發(fā)動機(jī)由振動引起的故障占總故障的60%以上，其中葉片振動故障占總故障的70%以上^[4]。葉片振動尤其是共振將產(chǎn)生較大的振動應(yīng)力，易導(dǎo)致葉片疲勞失效^[5]，即高周疲勞失效。葉片產(chǎn)生共振的主要原因是由于葉片固有頻率與某階激振頻率相同或者接近，因此，在設(shè)計時需要盡量避免這種情況^[6]。

作為世界上最為著名的大涵道比民用渦扇發(fā)動機(jī)之一，CFM56發(fā)動機(jī)和LEAP發(fā)動機(jī)在其高壓壓氣機(jī)前級轉(zhuǎn)子葉片葉尖均采用了葉尖片削結(jié)構(gòu)，如圖1和圖2所示。

 

圖1 CFM56壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉尖片削示意圖

 

圖2 LEAP-1B壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉尖片削示意圖

1.葉尖片削控制參數(shù)

根據(jù)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)以及工作原理，葉尖片削由吸力面葉型輪廓線向壓力面或者壓力面向吸力面偏置一定距離形成。葉尖片削控制參數(shù)主要由剩余葉尖厚度b1、片削深度h以及片削結(jié)構(gòu)倒圓角r組成，如圖3所示，其中b1一般不小于0.8mm，r大小主要由加工刀具決定，一般為2mm，不宜太小否則會導(dǎo)致應(yīng)力集中。本文將要分析的葉尖片削結(jié)構(gòu)如表1所示，其位于葉片的壓力面。

 

圖3 壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉尖片削控制參數(shù)

2.強(qiáng)度振動計算模型

本文選取某型壓氣機(jī)第1級轉(zhuǎn)子為計算模型。第1級葉片盤材料為常用鈦合金，材料性能數(shù)據(jù)如表2所示。采用商業(yè)有限元計算軟件Workbench對表1中的5種葉尖片削結(jié)構(gòu)進(jìn)行了振動、強(qiáng)度計算。葉片盤在結(jié)構(gòu)上具有循環(huán)對稱的特點(diǎn)，計算模型選取包含1個完整葉片的循環(huán)對稱段進(jìn)行計算。采用十節(jié)點(diǎn)四面體單元對循環(huán)對稱段進(jìn)行網(wǎng)格劃分，約束條件模擬了零件在實(shí)際發(fā)動機(jī)中的裝配關(guān)系，循環(huán)對稱面施加循環(huán)對稱約束。

3.強(qiáng)度振動計算

3.1振動計算

對第1級葉片盤葉片進(jìn)行了振動特性計算，結(jié)果如表3所示，本文計算主要考慮了葉片氣動載荷、離心載荷和溫度載荷。第1～6次葉片頻率隨著葉尖片削深度變化規(guī)律如圖4所示，結(jié)構(gòu)1、2的共振頻率裕度如表4和表5所示，可以看出：

（1）隨著葉尖片削深度的增加，葉片各階次頻率均不斷提高；

（2）葉片前6階次頻率與葉尖片削深度基本呈線性關(guān)系變化；

（3）與結(jié)構(gòu)1相比，結(jié)構(gòu)2的共振頻率裕度較低的階次裕度均有所提升，比如K=2的1階裕度由9.8%提升至12.4%，K=5的1階頻率裕度由12.3%提升至14.1%，有利于提升葉片高周疲勞壽命。

表3 葉片前6階固有頻率

階次	1階/Hz	2階/Hz	3階/Hz	4階/Hz	5階/Hz	6階/Hz
結(jié)構(gòu)1	522.16	1283.3	1629.4	1856.1	2126.2	2391.8
結(jié)構(gòu)2	527.52	1296.2	1640.9	1868.3	2132.6	2400.7
結(jié)構(gòu)3	534.96	1313.8	1656.4	1882.9	2140.9	2410.8
結(jié)構(gòu)4	542.5	1330.1	1672.7	1895.6	2148.4	2419.3
結(jié)構(gòu)5	550.25	1344.4	1688.6	1906.2	2153.7	2422.8

表4 結(jié)構(gòu)1的共振頻率裕度（%）

階次	1節(jié)徑	2節(jié)徑	2節(jié)徑	3節(jié)徑	3節(jié)徑	5節(jié)徑
	K=1	K=2	K=40	K=3	K=24	K=5
1	117.6	9.8	94.5	26.8	90.8	56.0
2	351.6	176.2	86.2	85.8	76.8	12.3
3	474.4	225.7	83.7	122.3	72.2	35.3
4	566.6	273.9	81.3	177.1	65.4	104.1

表5 結(jié)構(gòu)2的共振頻率裕度（%）

階次	1節(jié)徑	2節(jié)徑	2節(jié)徑	3節(jié)徑	3節(jié)徑	5節(jié)徑
	K=1	K=2	K=40	K=3	K=24	K=5
1	121.0	11.4	94.4	25.6	90.7	55.3
2	355.2	180.6	86.0	88.8	76.4	14.1
3	482.0	230.1	83.5	126.1	71.7	37.8
4	576.2	279.3	81.0	179.4	65.1	105.9

 

圖4 葉片頻率隨參數(shù)b的變化規(guī)律

3.2強(qiáng)度計算

對葉根最大當(dāng)量應(yīng)力、盤心最大當(dāng)量應(yīng)力、葉尖最大綜合變形和葉尖最大徑向變形應(yīng)力進(jìn)行計算分析，如表6所示，變化曲線如圖5和圖6所示，從圖中可以看出：

（1）葉根最大當(dāng)量應(yīng)力隨著葉尖片削深度的增加先增加后降低；

（2）葉尖變形隨著葉尖片削深度的增加均呈現(xiàn)下降趨勢。

表6 葉片應(yīng)力及位移

	葉根最大應(yīng)力/MPa	盤心最大應(yīng)力/MPa	葉尖最大綜合變形/mm	葉尖最大徑向變形/mm
結(jié)構(gòu)1	312.51	298.9	1.585	0.423
結(jié)構(gòu)2	314.32	299.8	1.552	0.42
結(jié)構(gòu)3	328.93	296.4	1.523	0.418
結(jié)構(gòu)4	322.47	294.9	1.498	0.416
結(jié)構(gòu)5	312.14	293.3	1.481	0.416

 

圖5 最大當(dāng)量應(yīng)力變化曲線

 

圖6 葉尖最大變形變化曲線

 

4.壓氣機(jī)性能數(shù)值仿真

利用某型壓氣機(jī)為平臺，進(jìn)行了葉尖片削（開槽）狀態(tài)與沒有葉尖片削（基準(zhǔn)）狀態(tài)性能仿真對比分析，如圖7和圖8所示。從數(shù)值仿真計算分析結(jié)果可以看出，葉尖片削（開槽）對整個壓氣機(jī)的氣動性能影響不大，但80%換算轉(zhuǎn)速的喘振裕度略有提升外，其他轉(zhuǎn)速的效率、流量及喘振裕度幾乎無影響。

 

圖7 某型壓氣機(jī)流量壓比特性

 

圖8 某型壓氣機(jī)流量效率特性

5.結(jié)論

本文以某型壓氣機(jī)為例，從振動、強(qiáng)度以及壓氣機(jī)性能等方面，分析了葉尖片削參數(shù)影響變化規(guī)律，可以看出：

（1）轉(zhuǎn)子葉尖片削對葉根最大當(dāng)量應(yīng)力、盤心最大當(dāng)量應(yīng)力以及葉尖變形影響較小；

（2）轉(zhuǎn)子葉尖片削對葉片振動特性有較大的影響。對于一定厚度的多級軸流壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片來說，葉尖片削可以作為一種的調(diào)頻手段；

（3）一定范圍內(nèi)的轉(zhuǎn)子葉尖片削對壓氣機(jī)性能幾乎沒有影響。

參考文獻(xiàn)

[1] Ali Ameri,Erlendur Steinthorsson,Dabid L Rigby.Effect of Squealer Tip on Rotor Heat Transfer and Effiency[J]. ASME Journal of Turbomachinery,1998,120(4):753-759.

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[3] 邵衛(wèi)衛(wèi),季路成,黃偉光.軸流壓氣機(jī)葉尖片削全工況特性分析[J].航空動力學(xué)報,2008,23(2):367-373.

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[5] 寇海軍,張俊紅,林杰威,等.航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片振動特性分析[J].西安交通大學(xué)學(xué)報,2014,48(11):109-114.

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Study on the Influence of Squealer Tip on Compressor Rotor Strength and Vibration

ZHU Yinfang,LAO Xianhao,LI Kun

(AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute, Hunan Key Laboratory of Turbomachinery on Small and Medium Aero-Engine, Zhuzhou  Hunan  412002)

Abstract:The statistical results show that vibration problems account for a high proportion of aeroengine failures, while compressor rotor blade vibration failures often occur in the process of engine use, and are more harmful. Therefore, effective measures should be taken in the design process to avoid vibration problems, improve the quality of aeroengines and improve the service life of aeroengines. In the structural design of compressor, the frequency margin is often adjusted by changing the blade shape, which requires iteration between performance analysis and strength vibration calculation, which is time-consuming and laborious. Based on the above situation, this paper proposes a method to adjust the blade frequency - squealer tip, that is, to cut part of the blade profile at the rotor tip, which can achieve fast frequency modulation. Taking the first stage blade disc of a compressor as an example, the influence of different rotor squealer tip sizes on blade frequency, maximum equivalent stress at blade root, maximum equivalent stress at disc center, and tip deformation is analyzed. The results show that the influence of other aspects is small except for the increase of blade frequency margin. At the same time, the performance numerical simulation results show that squealer tip has little effect on compressor performance.

Key words:aero-engine;compressor;frequency margin;squealer tip;stress