单级轴流压气机叶片预置裂纹法包容性试验研究

单级轴流压气机叶片预置裂纹法包容性试验研究

唐家茂;宣海军;彭煜;陈蔚兴

【摘要】基于适航规章对叶片包容符合性的要求,设计了一套部件级叶片包容性验证方法.采用在叶片根部线切割预置切槽的方式控制叶片的飞断转速,切槽长度在有限元计算的基础上结合模拟试验方法确定.通过高速摄影仪监拍和试验件分解检查证实:一目标试验叶片在靠近叶根部位预切槽处按预设转速断裂飞出,叶片飞断后不平衡载荷引起的振动导致剩余叶片与机匣碰磨,但未产生严重的二次损伤,发动机压气机机匣具有足够的包容能力.试验表明,预置缺陷法对小尺寸单级轴流叶轮的包容性试验可行.%According to the requirements of blade containment in airworthiness regulation,a test method of component blade containment was designed. The broken and flew off rotate speed was controlled by the length of a groove which was determined by numerical simulation and thorough test. After the high-speed camera surveillance and the test sample disassembly, the result shows that a target blade was broken and flew off at preset rotate speed from precutting groove near blade root, a rub and impact between residual blade and casing was generated by vibration of unbalanced load without detection of severe secondary dam-age,the engine's compressor casing possesses sufficient containment capability.The experiment shows that the test method is suitable for small sized single stage compressor.

【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》

【年(卷),期】2018(031)001

【总页数】6页(P18-23)

【关键词】涡轴发动机;适航取证;叶片包容性;轴流叶轮;预置缺陷;飞断转速

【作者】唐家茂;宣海军;彭煜;陈蔚兴

【作者单位】中国航发南方工业有限公司,湖南株洲412002;浙江大学,杭州310027;中国航发南方工业有限公司,湖南株洲412002;中国航发南方工业有限公司,湖南株洲412002

【正文语种】中文

【中图分类】V235.12

1 引言

航空发动机转子叶片非包容性是引起飞机失事最为严重的故障之一，JT8D-7B、CF6-3D和D30ky-154等发动机都出现过非包容性故障，且造成重大损失。根据SAE AIR 1537A和SAE AIR 4003统计数据，国际航线叶片非包容性发生的概率(仅考虑叶片飞出)约为每百万发动机小时0.66，发动机转子叶片非包容事故占所有因非包容导致的飞机灾难性事故或严重事故的22.4%[1]。为减少和避免此类事故的发生，国内外对此领域的研究极为重视。所有在研、在役的航空发动机，无一例外地要进行叶片包容性试验[2]，且有严格的规范要求。如美国的航空发动机结构完整性大纲(MIL-HDBK-1783B)、通用设计规范(JSGS-87231A、MIL-E-5007系列和JSSG-2007A等)，我国相关军标和设计规范[3-5]等，都对叶片包容性提出了要求。

1984年2月23日，美国联邦航空局(FAA)颁布了FAR-33部第10次修正案，用以修正和更新适用于航空发动机型号合格审定的技术要求。对涡轮发动机新增加了

一条FAR 33.94叶片包容性和转子不平衡试验。FAR 33.94条的意图是通过整机

试验或部件试验，和用已证实的分析方法来验证发动机的叶片包容性。作为与FAR-33部一脉相传的我国的CCAR-33部，沿袭了该要求[6-7]。

为验证某发动机压气机机匣对单级轴流压气机叶片的包容能力，本文以有限元计算结果为基础，结合模拟试验方法，采用在叶片根部预置缺陷的方式控制叶片在适航规章规定的转速范围内飞断，以验证对规章的符合性。

2 测试对象

压气机转子由一级轴流叶轮(图1)和一级离心叶轮构成。轴流叶轮叶片数量为13片，材料为TC4特级。试验飞断叶片为1片，断裂转速55 051～56 702 r/min，断裂部位为叶片根部，按适航规章要求叶片至少缺损80%。图2为测试压气机机匣，工作温度70℃，材料1Cr18Ni9Ti，前段壁厚(叶轮安装位置对应机匣厚

度)2.4 mm。

图1 轴流叶轮示意图Fig.1 Structure diagram of the axial-flow impeller

3 叶片飞断转速等效折算

根据《航空燃气涡轮发动机机匣包容性设计规范》[8]，压气机叶片包容性系数K 为：

式中：l为叶片断裂部分长度；k1为叶片结构特征参数，不带伸根的叶片为1.0，其他为0.6；k2为机匣材料特征参数，镁合金为0.7，其他为1.0；σb、δ、h分

别为机匣材料拉伸强度、延伸率和机匣厚度；M为常数，对于国际单位为0.021 66；E为断裂能量。对相同材料及结构的机匣与叶片，仅考虑叶片断裂部分长度和断裂能量对包容系数的影响。

图2 压气机机匣示意图Fig.2 Structure diagram of the compressor casing

由于叶尖与机匣内壁间隙较小(约0.2 mm)，转子旋转过程中因试验台主轴振动及