基于SVR的高压涡轮一级转叶裂纹发展规律

基于SVR 的高压涡轮一级转叶裂纹发展规律曹惠玲，王晓兵（中国民航大学航空工程学院，天津300300）摘要院针对航空发动机高压涡轮一级转子叶片10~12孔区域裂纹损伤的潜在安全问题袁首先利用ImageJ 软件获取裂纹损伤数据袁然后建立基于SVR 的高压涡轮一级转子叶片裂纹损伤长度预测模型并检验模型的可靠性袁最后利用模型对各相关因素进行深入分析遥结果表明袁裂纹发展长度随空气质量指数变化呈指数规律分布袁随CSN 尧EG T 和N 1变化呈对数规律分布袁且各相关因素的变化对裂纹损伤发展的贡献率有很大差异遥关键词院预测曰支持向量回归机曰裂纹曰QAR 数据曰高压涡轮一级转子叶片中图分类号院V23文献标志码院A文章编号院1674原5590渊圆园18冤04原园园29原园6Crack development law of HPT rotor first stage blades based on SVRCAO Huiling,WANG Xiaobing渊College of Aeronautical Engineering,CAUC,Tianjin 300300,China 冤Abstract:Aiming at the potential safety problems caused by crack damage in Holes No.10~12of first-stage rotor blades ofaero-engine high pressure turbine,experiments are conducted.Firstly,crack damage data are obtained through ImageJ.Then,prediction model of crack damage length is established based on SVR,reliability of the model is tested.Finally,in-depth analysis on related influencing factors is made using the model.Results show that the crack length varies exponentially with the change of AQI 渊air quality index冤,and it distributes in logarithmicorder with the variation of CSN,EGT and N 1.Moreover,the contribution rate of each related factor is quitedifferent to the development of crack damage.Key words:forecast;SVR;crack;QAR data;HPT rotor first stage blades收稿日期院2018-01-08；修回日期院2018-03-05基金项目院中央高校基本科研业务费专项（3122014D010）作者简介院曹惠玲（1962—），女，河北唐山人，教授，博士，研究方向为航空发动机性能分析与故障诊断.高压涡轮作为航空发动机最重要的热部件之一，承受着极其恶劣的循环热载荷和复杂的机械载荷，因此高压涡轮成为了发动机故障率最高的零部件之一。

近年来，随着国内雾霾天气的加剧，高压涡轮转子叶片（以下简称“转叶”）的损伤也日趋严重，尤其以烧蚀、裂纹损伤为代表的失效模式最为突出，给航空发动机的正常运行和维护带来了很大困扰。

目前国内航空公司对于高压涡轮转叶的损伤监控多以孔探检查为主，一是对于高压涡轮转叶损伤尺寸的测量较少（双物镜孔探仪的出现使这种情况得到了一定程度的改善）；二是对于孔探检查时发现损伤较为严重的高压涡轮转叶，工程师以飞机维修手册为指导，并结合实际工作经验判断发动机是否需要下发。

出于安全考虑，发动机往往被提前下发，这样势必会增加航空公司的运营成本。

因此，有必要在获取发动机高压涡轮转叶裂纹损伤数据的基础上，对裂纹损伤发展规律和相关影响因素进行深入研究。

对于发动机的高压涡轮叶片损伤，国内外进行了大量的相关研究，Naeem 等[1-2]研究了外界温度变化及发动机性能衰退对军用发动机高压涡轮叶片蠕变寿命和低周疲劳寿命的影响；孙见忠等[3]、李本威等[4]在发动机性能仿真的基础上建立了涡轮叶片蠕变寿命分析模型，并研究了使用条件对涡轮叶片蠕变寿命的影响；夏毅锐等[5]根据某型发动机飞行参数记录仪统计分析了叶片的实际载荷谱、高压涡轮转速与排气温度时间的相关矩阵，根据温度场和应力场的有限元计算结果，对高压涡轮二级转叶的使用寿命进行了研究；孙见忠等[6]利用发动机QAR （quick access recorder ）数据和少量失效样本，借助寿命损耗模型对涡轮叶片剩余寿命进行了评估；陈立杰等[7]建立了某型发动机低第36卷第4期圆园18年8月中国民航大学学报Vol.36No.4August 2018中国民航大学学报2018年8月压涡轮工作叶片全尺寸有限元模型，在弹塑性有限元分析的基础上对叶片进行了高温低循环疲劳寿命预测；雷达[8]针对核心机损伤发展带有随机性的特点，采用幂律退化轨道模型建立了基于孔探数据的核心机损伤增长模型，并对发动机拆发时间进行了预测。

以上研究成果对高压涡轮叶片的表面温度和应力分布进行了研究，并在此基础上分析了不同因素对高压涡轮叶片使用寿命的影响。

但针对高压涡轮叶片裂纹损伤的研究较少，缺乏对裂纹损伤发展规律及趋势的深入研究。

在此利用支持向量回归机对GE90-115B 发动机高压涡轮一级转叶10~12孔区域的裂纹损伤进行深入研究，并就各相关因素对裂纹损伤发展的影响做定性和定量分析。

1高压涡轮转叶失效模式及原因高压涡轮的失效模式包括烧蚀和裂纹、腐蚀、涂层脱落、封严损伤、叶片伸长超限等。

但高压涡轮转叶的具体失效模式主要有涂层脱落、烧蚀和裂纹[9]。

通过对某航空公司执管的GE90-115B 发动机研究发现，高压涡轮转叶失效过程可分为：热障涂层脱落—基体氧化变色—基体烧蚀—出现裂纹—叶片断裂5个阶段。

1.1热障涂层脱落高压涡轮转叶在烧蚀和裂纹产生之前多表现为热障涂层（TBC ，thermal barrier coatings ）脱落。

国内空气污染较为严重的地区，空气中含有大量的钙化物、镁化物、铝化物及硅化物（CMAS ，calcium ，magnesium ，aluminum ，silicon ），这些物质在高温条件下会融于热障涂层，并降低涂层应变容限，加速涂层相变失稳和烧结，从而导致TBC 过早脱落。

此外，叶片基体材料外表面覆盖一层粘合层（BC ，bond coat ），高温侵蚀也会导致粘合层硬化致使TBC 过早脱落[9-11]。

高压涡轮转叶的热障涂层脱落和氧化变色如图1和图2所示。

1.2烧蚀与裂纹高压涡轮转叶的烧蚀和裂纹都是在热障涂层脱落之后发生，热障涂层脱落导致有热障涂层和无热障涂层的区域表面温度分布不均匀，无热障涂层区金属表面极易出现过热、过烧甚至熔化，致使基体材料表面氧化变色和烧蚀。

在这些高温区域，由于叶片材料和沉积物的热膨胀系数不同，从而使冷却孔附近产生较大的热应力，长期下去将导致叶片产生裂纹。

另外发动机工作温度反复变化所产生的交变热应力超过材料的热疲劳极限时，也会使叶片产生裂纹[9-10]。

高压涡轮转叶的烧蚀和裂纹如图3和图4所示。

GE90-115B 发动机高压涡轮转叶烧蚀和裂纹多集中在叶片前缘和叶盆区域，分析原因：从叶片设计构型来看，叶片前缘靠近叶根的部位有挡板结构，挡板下部极易造成杂质沉积并堵塞冷却通道，引起该部位的局部过热、过烧现象；从涡轮叶片温度场来看，在靠近叶片冲击前缘的地方温度都会相对高一点，而在叶片尾缘部分则相对低一点，又由于叶片内部换热通道中的温度分布为前缘和尾缘处低一点，中间高一点[12]；此外，冷却通道堵塞会造成冷却气流不足，难以改变叶片表面的气流特性，影响叶片的气膜冷却效果。

以上原因都会引起叶片前缘和叶盆区域出现过热、过烧现象，加剧叶片前缘烧蚀和裂纹的产生。

2裂纹长度数据的获取长期以来受孔探设备实际功能的影响，涡轮转叶损伤尺寸只能凭经验估算。

近年来，随着三维立体双物镜测量（3D 测量）技术在孔探仪上的应用，已经可实现发动机内部零部件损伤尺寸（包括裂纹长度、烧蚀面积、凹痕深度等）的精确测量。

实际工作中，双物镜孔探仪只针对发动机内部少数损伤较为严重的部位进行精确测量，以供工程师参考，针对高压涡轮一级转子叶片同一部位且持续跟踪的裂纹损伤数据极少。

在掌握双物镜孔探仪测量长度原理的基础上，可利用孔探检查的二维图像，结合ImageJ 软件的测量功能来完成涡轮转叶裂纹损伤数据的扩充。

图1热障涂层脱落Fig.1TBCshedding图2氧化变色Fig.2Oxidation图3烧蚀Fig.3Erosion图4裂纹Fig.4Crack30--第36卷第4期2.1ImageJ 尺寸测量原理ImageJ 是由美国国家卫生研究院开发的图像处理软件，最初应用于医学领域，后因其强大的功能及操作简便等优点被广泛推广至生物、机械、航空等领域。

除了基本的图像操作外，ImageJ 还能对图片进行区域和像素统计、间距和角度计算等。

ImageJ 软件测量裂纹损伤长度的基本原理是通过图片的像素统计数目及像素的实际尺寸进行换算。

因此，利用ImageJ的像素统计功能实测裂纹损伤长度时，只需设定合理的标尺。

设L 1为标尺实际尺寸，L 2为待测尺寸，D 1为标尺尺寸像素数目，D 2为待侧尺寸像素数目。

其中，L 1标尺实际尺寸可由实物测得，D 1、D 2可由软件像素统计功能得到，则L 2待测裂纹长度可表示为D 1L 1=D 2L 2（1）2.2ImageJ 尺寸测量方法所测样例为GE90-115B 发动机高压涡轮一级转子叶片裂纹损伤长度，由孔探检查结果可知，该涡轮叶片第11~12排冷却孔之间有一条径向裂纹，且伴有大面积烧蚀，孔探检查结果如图5所示。

利用ImageJ 软件测量裂纹长度的参数设置：1）Known distance 为标尺实际尺寸，该值根据涡轮叶片实际参数设定（涡轮叶片尺寸关键部位参数已通过实物测得）；2）Distance in pixels 为标尺尺寸像素数目，该参数由软件自动测得；3）Pixel aspect ratio 为图片的宽高比，未对图片做缩放处理时，其为固定值1。

通过ImageJ 软件5次实际测量得到的裂纹损伤长度分别为：15.44mm 、15.58mm 、15.31mm 、15.25mm 和15.17mm ，取5次测量结果的平均值作为该裂纹损伤长度的实际值，即L 2=15.35mm 。