航空发动机高压压气机叶盘高频载荷失效分析.docx

1、航空发动机高压压气机叶盘高频载荷失效分析 空发动机高压压气机叶片高循环疲劳失效研究摘 要航空发动机高压压气机是典型的多力场耦合系统，高速旋转的叶片要承受离心，气动等多种载荷作用，长时间处于这种环境下容易导致高压压气机叶片出现疲劳失效。本文主要从航空发动机叶片入手,对发动机高压压气机叶片出现疲劳失效时间以及原因进行了深入的整理、分析。分别设计了高压压气机叶片模型并建立了离心载荷仿真以及确定了推理决策方法,通过运用对于叶片的应力图以及位移图来确定标准以及对加载载荷的对比，对航空发动机压气机叶片高循环疲劳失效进行研究。关键词 发动机叶片 高循环 疲劳失效 Study On High Cycle Fa

2、tigue Failure Of Oeroengine High Pressure Compressor BladesABSTRACTThe aeroengine high pressure compressor is a typical multi force field coupling system.High speed rotating blades need to bear centrifugal, pneumatic and other loads.It is easy to cause fatigue failure of high pressure compressor bla

3、des in a long time.This paper starts with the analysis of aero engine blades,The fatigue failure time and its causes of high pressure compressor blade of engine were analyzed,The blade model of high pressure compressor is designed and the centrifugal load simulation and reasoning decision method are

4、 established,By using the stress diagram and displacement diagram of the blade to determine the standard and compare the loading load.The high cycle fatigue failure of aeroengine compressor blades is studied.Key words Engine blade High cycle Fatigue failure 第一章 绪论1.1本选题研究目的与意义航空发动机压气机叶片是发动机的关键部位之一，在

5、服役过程中会受到很多共同载荷的作用。由于现代航空发动机压气机叶片的设计应力大幅度提高，高循环疲劳是叶片的主要失效形势，而目前我国航空发动机结构的可靠性以及完整性严重影响航空产业的进步，大量的可靠性以及完整性问题尤其是叶片故障着重对发动机的质量以及设计定型的周期起着显著影响。为了较为深入的研究航空发动机高压压气机叶片高循环疲劳失效的工作原理及其失效原因与开始失效时间。本文基于CATIA建立航空发动机高压压气机叶片的三维建模，并将模型导入到DELMIA完成运动仿真，得出高压压气机叶片离心载荷仿真，通过确定其标准以及对加载载荷的对比，对航空发动机压气机叶片高循环疲劳失效进行研究。1.2本选题研究现状

6、1.2.1国内研究现状寇海军2017年采用实验和仿真现结合的研究手段，综合开展了叶片数字化建模、多工况复杂载荷下的振动特性及疲劳损伤研究。外部损伤是一种常见的机械性损伤，是由于航空发动机在使用的过程中吸入硬物小颗粒从而导致压气机叶片被冲击形成凹坑或缺口等损伤。朱自佳于2016年通过采用实验室模拟的方法对风扇叶片外物损伤进行损伤特征的研究，进而研究了外物损伤对压气机叶片高循环疲劳强度的影响规律及预测，对提高风扇叶片外物损伤容限能力具有重要指导意义。胡绪腾、宋迎东，2012年通过外物损伤（FOD）对压气机叶片高循环疲劳（HCF）性能影响的国内外研究现状的综合分析，简述了美国、英国等国家在这方面通过

7、实施涡轮发动机HCF取得的进展和成果，指出了中国该项技术研究的不足及与国外的差距，并对进一步深入研究的关键技术问题提出了建议。通过近几年航空发动机叶片失效分析的数据表明，造成叶片失效的主要原因是由于离心力叠加异常振动的多轴疲劳载荷引起。马楠楠、陶春虎、何玉怀、刘新灵于2012年，对现有单一载荷加载、双轴载荷加载等多轴疲劳试验方法优缺点的总结，分析了航空发动机叶片多轴疲劳存在的问题。王杰、赵子荣等人认为，由于振动引起的高循环疲劳失效是导致压气机叶片疲劳失效的主要因素。在2011年通过对高循环疲劳概率寿命问题需要考虑的概率因素的分析，提供了共振可靠性的分析方法及高循环疲劳概率寿命的分析流程。叶片作

8、为航空发动机的主要组成部分，不仅是发动机的关键转动部位之一，而且担任着能量转化的众任。林杰威，2009年通过理论分析与实验研究相结合的研究方法，就叶片疲劳可靠性的分析方法与可靠性模型的建立进行了研究，找到了适应于航空发动机压气机叶片疲劳寿命和可靠性研究的方法。 在航空工业快速发展的现状下，燃气涡轮发动机的性能和安全可靠性成为制约发动机发展的突出问题。2008年，周胜田在连续损伤力学理论和损伤疲劳试验的基础上，对转子叶片在低循环和高循环载荷作用下的疲劳损伤问题进行了系统的分析和研究，发展了一个完整的压气机转子叶片疲劳损伤力学有限元分析系统,为叶片疲劳研究提供了一个新的途径。李其汉、王延荣、王建军

9、在2003年，通过对导致发动机叶片高疲劳失效原因的分析，综合实例阐述了降低高循环疲劳失效的方法。李伟，2002年通过航空发动机叶片失效分析的基本思路和方法的综述，以强调叶片失效分析的力学背景为基础，认为设计上的不足是造成叶片失效的主要原因；通过分析叶片质量与叶片故障之间的关系，论述了叶片寿命与叶片失效之间的关系。乐晓斌、高德平、何明鉴，1995年通过利用一些使用过一段时间的零件进行疲劳试验，根据这些实验数据统计出剩余疲劳损伤硬度，以航空发动机压气机工作机叶片为例，从而预测出叶片的可靠度和寿命。1.2.2国外研究现状诺埃尔在2006年提出了一种能够模拟航空燃气轮机叶片根部所承受载荷的双疲劳实验。

10、运用半分析方法并采用应力分析法对实验结构进行全面分析，评估了叶片的体积应力和弯曲应力，发现实验结果与实验内容较好相同，成功预测了叶片的疲劳性能。卡特，2004年说明人们对于现代航空燃气涡轮发动机故障少，可靠性高的想法实际上是错误的，他提出大多数故障在早期阶段未被检测到，应该采取适当的措施来防止故障的发生并对燃气涡轮叶片常见的失效机理进行了深入的讨论。叶片故障在燃气轮机发动机中会导致所有下游级的损失，也可能对涡轮机发动机的可用性产生极大的影响。威克斯在2002年对失效叶片以及叶片疲劳失效进行了深入的研究，对涡轮叶片力学行为中的异常进行检查并分析，采用非线性有限元分析方法，对涡轮叶片进行了稳态应力

11、以及动态特性进行分析和综合整理，来确定叶片失效原因。考尔斯在1996年提出高周疲劳是目前影响现代飞机发动机故障的最大原因，并且超过了低周疲劳、腐蚀、过应力、机械损伤等原因的数量。高周疲劳除了对发动机部件的可靠性有影响外，还会对外场检查以及维护动作产生明显的经济影响。考尔斯为了改进现有方法，强调引入断裂力学，成功描述了用于断裂力学解决高周疲劳的技术。1.3本选题主要研究内容研究、分析并排除或预防叶片高循环疲劳失效应从三方面入手。第一方面是响应以及激振力分析，预测和改进气动力布局，调整结构参数，在发动机工作范围内避免危险共振和颤振。第二方面是采用振动控制措施，主要是各种阻尼减振技术、减小和抑制动力

12、影响。第三方面是研究，分析各种影响因素，如材料的材质、冶金、制造工艺和装配、表面完整性和环境等，通过对各种因素的分析来确定叶片疲劳失效原因。研究航空发动机高压压气机叶片高循环疲劳失效，根据CATIA软件建模功能，将航空发动机高压压气机叶片在CATIA上进行画图与建模。为演示高压压气机叶片高循环运动过程，需要在DELMIA软件中创造一个运动环境，给予一个运动趋势，让其产生运动；将已经建模好的模型导入到创建好的DELMIA环境中，给予高压压气机叶片进行离心载荷运动仿真，确定其材料属性，从而完成运动仿真，运用对于叶片的应力图以及位移图来确定标准并与加载载荷进行对比。将最终参数（转速、应力集中点、位移

13、最大点等）采集归纳总结来确定什么时间开始出现叶片疲劳失效以及什么情况下认为高压压气机叶片为失效状态。第二章 高压压气机叶片三维实体建模2.1 CATIA简介及参数化建模概述CATIA是法国达索公司的产品开发旗舰解决方案。作为PLM协同解决方案的一个重要组成部分，它可以通过建模帮助制造厂商设计他们未来的产品，并支持从项目前阶段、具体的设计、分析、模拟、组装到维护在内的全部工业设计流程。从1982年到1988年，CATIA 相继发布了1版本、2版本、3版本，并于1993年发布了功能强大的4版本，CATIA软件分为V4版本和 V5版本两个系列。V4版本应用于UNIX 平台，V5版本应用于UNIX和W

14、indows 两种平台。随着现代航空技术不断地发展，航空产业越来越注重无纸化的设计，CATIA可以说是专门为航空产业设计的一款三维建模软件，它具有大量减少人力、物力、财力等优点，大力推进了航空产业的发展与生产。在设计高压压气机叶片模型时，分别运用了草绘设计，草图约束，装配设计等。在三维建模中，草图的绘制是最基础和关键的设计步骤，草图设计为其他三维模块快速、精确地提供二维轮廓线。只有在草绘模块中创建正确的二维轮廓线才能完成相应的三维实体创建命令，从而生成准确的三维实体。草图的约束用于限制图形与图形之间及自身的自由度，从而使图形唯一、固定。草图的约束用于定位轮廓的位置，当对草图进行编辑时，由于约束

15、的存在，草图不会发生混乱。装配设计模块是高效的管理装配产品，它提供了在装配环境下可由用户控制关联关系的设计能力，通过使用自顶向下和自底向上的方法管理装配层次，可真正实现装配设计和单个零件设计的并行工程。装配设计通过使用鼠标移或图形化的命令建立机械设计约束，可以方便直观地将零件放置到指定位置。这些功能在高压压气机叶片设计建模中起着举足轻重的作用。2.2 CATIA对高压压气机叶片三维建模方法及过程根据所提供的航空发动机高压压气机叶片二维的CAD图纸，以及对航空发动机高压压气机叶片的相关文献搜集，对航空发动机高压压气机叶片进行三维立体建模。（1）打开CATIA软件，点击文件|新建，弹出新建对话框选

16、择Part文件，点击确认。如下图2.1所示图2.1 新建零件界面（2）进入Part文件后，选择XY平面作为草图绘制的基准平面，点击草图工具栏按钮进入绘制草图工作界面。（3）根据高压压气机叶片的尺寸绘制出相应的平面草图，并点击约束按钮对绘制的草图进行约束。（4）通过利用尺寸标注和相合、相切、固定、共线等关系后，草图线条全部变绿表明已经实现对图形进行全约束，确认准确无误后点击按钮退出工作台。（5）再通过倒圆角、凹槽、凸台、等一系列操作后得到相应的航空发动机高压压气机叶片（如图2.2所示）的实体模型。图2.2 叶片模型在对航空发动机高压压气机叶片建模过程中，由于叶片本身与叶片榫头采用的是枞树形榫槽连

17、接，该加工工艺要求特别高，因此建模过程中需要格外注意约束尺寸的设定。需要根据CMM手册上的零部件尺寸进行建模，不能出现太大的偏差。另外在建模过程中，叶片本身为是一个不规则的几何体，本身大体为曲面结构，涉及到了曲面建模以及曲率弧度的计算等难度问题，以中国目前对CATIA技术的掌握程度，还难以进行准确的估计以及计算。以上均为在航空发动机高压压气机叶片建模过程中所存在的困难与难点。第三章 有限元分析3.1有限元分析简介及特点 有限元法主要应用于航空器的结构强度计算，随有计算机技术的高速发展和普及，现在有限元方法因其高效已广泛应用于大部分科学技术领城。有限元分析（FEA，Finite Element

18、Analysis）利用了数学近似方法对真实的物理系统进行模拟且利用了简易而又相互作用的元素，则可以用有限数量的未知量来靠近无限未知量的真实系统。有限元分析是用较简单的问题来代替复杂问题后之后求解。它将求解域看成是许多称为有限元的小的互连子域组成，对每一单元假定一个合适的近似解值，然后推导求解这个域大体的满足条件，然后得到问题的解。由于大多数实际的问题难以得到准确的求解，但是有限元不仅计算精准度高，而且能适应各种复杂的形状，因而成为行之有效的现代航空器结构分析手段。有限元方法与其他求解边值问题的本质区别在于它的近似性限于相对小的子域中。20世纪60年代首次提出结构力学计算有限元概念的克拉夫教授形

19、象地将其描绘为：“有限元法=Rayleigh Ritz法+分片函数”，即有限元法是Rayleigh Ritz法的一种局部化情况。不同于求解满足整个定义域边界条件的允许函数的Rayleigh Ritz法，有限元法将函数定义为简单的几何形状（二维问题中的任意四边形）的单元域上（分片函数），抛开不考虑整个定义域的复杂边界条件情况，这是有限元法比其他近似方法更有优势的原因之一。3.2 基础结构分析 叶片是航空发动机中压气机的重要构件，是压气机中数量庞大且最为复杂的零件，其型面复杂、尺寸跨度大、在复杂的应力和微振振动状态下工作。由于它不仅受较高的离心负荷、气动负荷、大气温差负荷及振动的交变负荷影响，同时

20、还受到发动机进气道外来物的冲击，受风沙、潮湿的侵蚀等。工作叶片主要有叶身和榫头两部分组成，叶片的工作可靠性依赖于叶片本身和其与轮盘的的联接有足够的强度、适宜的刚性和较小的应力集中，在叶片上作用着巨大的离心力、气动力和振动载荷。如某涡扇发动机，每片叶片的离心力高达550KN，因此连接处要有足够的强度。使用经验表明，叶片由于高循环疲劳损坏，是压气机常有故障。因此，在榫头的结构设计时必须保证叶片在轮盘上固定时具有事宜的刚性，同时避免过大应力集中。3.3 叶片的材料参数 该航空发动机高压压气机叶片模型材料采取的是GH132高温合金材料，GH132合金是Fe-25Ni-15Cr基高温合金，加入了钼、钛、

21、铝、钒及微量硼的综合强化。在650以下具有高的屈服强度和蠕变强度和持久，并且具有较高的加工塑性和满意的焊接性能。适合制造在650以下长期工作的航空发动机高温承力部件，如压气机盘、涡轮盘、转子叶片和紧固件等。GH132合金熔炼工艺可采用非真空感应加电渣，电弧炉加电渣和电弧炉加真空电弧以及真空感应加真空电弧等工艺熔炼。优质GH132合金可采用真空感应加真空电弧工艺熔炼。GH132合金锻造工艺的开坯加热温度10701140，终锻温度需高于900。水压机开坯时要加热温度到1110，停压温度需高于950；模锻开压温度不能低于1100。表3.1 GH132合金材料化学成分合金%铬Cr钼Mo钒V铝Al锰Mn

22、磷P碳C硼B钛Ti镍Ni硅Si硫S铁FeGH132最大量161.50.50.420.030.080.012.32710.02余量最小量13.510.110.0011.7524表3.2 GH132合金材料物理性能密度7.93g/cm3熔点13651424弹性模量189700MPa泊松比0.35线膨胀系数15.7(20100）表3.2 GH132合金材料力学性能品种热处理方式抗拉强度屈服强度延伸率收缩率布氏硬度轧棒锻棒固溶+时效9302040255321冷拉棒固溶+时效90058015202483413.4 有限元分析方法及过程3.4.1 进入GPS模块打开附盘内零部件 GPSexample1.c

23、atpart 或自行创建零件 ，然后点击如图所示开始菜单分析与仿真Generative StructuralAnalysis 进入分析模块，系统将弹出（如图3.1所示）的两个对话框，左侧对话框用于选定将要进行的分析类型，此例选定 STATIC ANALYSIS，然后确定；右侧警告对话框表示没有指定零件材料（如已指定材料，则无此警告框），确定即可。图3.1 通过开始菜单获取分析模块3.4.2 定义新型材料 点击工具栏 图标来指定零件材料，系统可能弹出（如图3.2所示）对话框，提示没有中文材料库，确定即可。 图3.2无中文材料库报错对话框选择材料，点击按钮进入材料选择对话框选择Steel材料。（如

24、图3.3所示） 图3.3材料指定对话框右键单击Steel材料属性并编辑材料性质。（如图3.4所示）图3.4编辑材料性质3.4.3 网格划分CATIA 软件的网格划分是自动进行的，只要转到有限元模块，程序就已自动确定划分方案，只有复杂的模型才需要手动对局部网格进行划分。 （1）在视图中选择“带材料着色”命令。然后转入到CATIA模块中的分析与模拟模块，再选择创成式结构分析(Generative Structure Analysis)弹出对话框，选择静应力分析（Static Analysis）。（如图3.5所示）图3.5 进入有限元分析模块(2)然后对其进行划分网格，选择四面体网格划分按钮，CAT

25、IA中已经自动定义了网格的属性，单击子树Nodes and Elements弹出对话框，并对其所要划分的网格尺寸进行输入，当尺寸越小时，所需要计算的时间就越长，但所运算得出的结果就更精确。（如图3.6所示） 图3.6 定义网格属性 3.5 定义约束 点击按钮，弹出如图所示 CLAMP（夹紧）定义对话框，选择（如图3.7所示）的榫槽底座表面，确定完成约束定义。 图3.7clamp 定义框 3.6 边界条件与定义载荷3.6.1边界条件 由于通过叶片高循环转动进行分析研究，所以应当考虑叶片本身的截面约束，来防止叶片进行位移。本论文采用的是ANSYS中的“约束方程”法。利于ANSYS中“约束方程”进行

26、边界条件约束，其约束形式如下： (3.1)在本约束方程式中，U（I）表示自由度项，COEF（I）表示自由度项系数。在对叶片进行约束计算是，为了确保最佳的计算结果，务必将叶片放入三维空间的直角坐标系中。在约束时必须保证叶片的轴向、周向和径向位移完全相等并对叶片的各个节点进行等效约束，才能达到叶片局部的完整约束，防止其发生位移。3.6.2定义载荷 叶片在高循环转动过程中，需承受多种载荷的作用，经过资料查询以及对叶片本身结构分析得知，叶片主要承受以下几种载荷：（1）叶片与涡轮盘在转动时产生的扭力载荷；（2）叶片在自身转动过程中所受的离心载荷；（3）叶片在高速转动时产生的振动载荷；（4）叶片前后的气体

27、压力造成的气动载荷；（5）叶片与涡轮盘中心存在的温度梯度。在本论文中，扭力载荷、振动载荷、气动载荷和温度梯度对叶片强度的影响较小，所以本文主要研究离心载荷对叶片的影响。计算叶片离心载荷公示为： (3.2)其中：m为叶片的质量，W为角速度，R为叶片到轮盘中心的径向距离在CATIA三维建模的叶片模型计算得知：m为280.36g，R径向距离为315.23mm，W角速度为1380rad/s，根据以上数据可算得叶片离心载荷：F=168306N (3.3)本模型叶片与涡轮盘连接，计算叶片的接触面积为S=2Rh其中叶片宽度为h=15mm，所以：上：S1=29.6947 mm2中：S2=27.5397 mm2

28、下：S3=29.7973 mm2所以该叶片所承受的受压总面积为：S=2（S1+S2+S3）=174.0634mm2叶片所受总压力即为总的离心力，所以其大小为：FN=F/S=966.9235MPa 3.7 叶片所受应力结果分析在对叶片施加载荷之后，单击计算按钮，等待较短时间后将会显示计算结果，当发动机在慢车状态时的最大转速中，叶片所承受的离心载荷也非常的高，此时叶片所受的应力变化和位移变化清晰直观的显示如下图3.8-3.9所示：图3.8 叶片所受当量应力图3.9 叶片位移变化 从以上图片分析结果来看，叶片方向所受的应力变化从榫头到叶片顶端部是逐渐减小的，叶片材料整体屈服强度在叶片顶端呈现均匀状态

29、，但是其他部分也出现了不同的屈服程度，叶片榫头部分就出现不均匀屈服状态，其中榫头轴向产生的应力最大。叶片在高速运转时，叶片榫头处的受到了比较大的载荷，同时产生的温度也比较的高，达到了300。总的来说，叶片部位所受的应力分布比较均匀，平均的等效应力达到600-820MPa，在此高温度与高压力情况下，叶片材料的屈服强度应力达到了900MPa，所以特片材料在这种状态下出现了局部范围的疲劳失效。总体来说，叶片在高循环旋转的过程中，叶片榫头受到了比较大的载荷作用，同时所受到的温度非常高，因此通过叶片的应力图的应力集中点与位移图的位移最大点的对比，发现叶片此时呈现疲劳失效状态。进一步根据分析计算出叶片所受

30、应力变化最大的点如图3.10所示。图3.10 叶片所受应力变化最大的点分析图 由于叶片材料在高负载的工作条件下出现了不同程度的屈服，所以叶片榫头的局部也受到了材料疲劳的影响，其中叶片所受应力变化最大点出现在叶片的榫头部位。成为叶片在高循环过程中出现疲劳失效情况的主要原因之一。第四章 优化技术4.1阻尼减振技术简介阻尼是指阻碍物体的相对运动、并把运动能量转化为热能或其他可以耗散能量的一种作用。它具有复合隔振降噪，固有频率低，隔振效果好，对隔离固体传声，尤其是对隔离高频冲击的因体传声更为优越等优点，也有助于机械系统受到瞬间冲击后，尽快的恢复到稳定的状态，还可以在较高的动态环境中提升较高的抗震性以及

31、动态稳定性。阻尼还有减小机械结构的共振振幅，从而避免结构因动应力达到极限造成结构破坏。而阻尼减振技术是采取了最大限度降低以及减小叶盘结构系统的动力响应和运用了各种阻尼减振措施来最大程度降低航空发动机高压压气机叶片高循环疲劳失效的一种技术。4.2阻尼减振技术的应用4.2.1材料阻尼 材料阻尼是利用它的玻璃态转化区内的粘性阻尼部分，将声能或机械能部分转变为热能散掉，也称为粘弹阻尼材料，兼具有某些粘性液体在一定运动状态下损耗能量被转换为热能消散而另外一部位能量则以位能的形式储藏，从而起到减振的作用。当代航空发动机叶片常用材料（镍基合金和钛合金）的阻尼比非常低，因此对于叶片衰减振动作用效果微乎其微。为了大幅度降低目标状态激励下的动应力水平可以将黏弹性约束薄膜阻尼系统技术应用其中，可大幅度的提高发动机叶片高循环疲劳失效情况。4.2.2气动阻尼气动阻尼本身产生气流之间和叶片振动的相互作用，除了本身正面的截面积外还有流体阻力，也跟物体的表面积有关系，面积越大，阻力越大，压差阻力