劉本武，隋雪冰，邢 雷

（1.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191；2.中航工業(yè)沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司，沈陽110043；3.駐沈陽黎明航空發(fā)動機（集團）有限責任公司軍事代表室，沈陽110043）

0 引言

輪盤是燃氣輪機的重要組成部分，其失效原因有蠕變、高周疲勞、低周疲勞等。據(jù)統(tǒng)計，在中國燃氣輪機（航空發(fā)動機）以往所發(fā)生的各類機械斷裂失效故障中，轉動部件故障占80%以上[1]，其中輪盤疲勞失效造成的損失尤其嚴重。因此，對燃氣輪機（航空發(fā)動機）的關鍵零、部件[2-3]進行機械疲勞破壞評估時，應考慮高周疲勞和低周疲勞以及其相互作用引起的損傷，這對確保零件的結構完整性是非常重要的[4-6]。

某燃氣輪機高壓壓氣機封嚴盤是其重要的轉動部件，工作時存在前、后壓力梯度和旋轉碰摩的情況。另外，該封嚴輪盤直徑較大，輪緣無很好支撐，采用螺栓連接結構，工作中容易產(chǎn)生振動疲勞。疲勞產(chǎn)生的原因不僅僅是設計結構問題，還有加工質量、裝配、修理或不當使用等誘發(fā)因素[7-10]。航空發(fā)達國家一般采用小直徑、短螺栓連接的封嚴盤結構（如CFM56發(fā)動機），其工作載荷小，結構強度和可靠性高，很少發(fā)生裂紋等疲勞失效。某型燃氣輪機的封嚴盤直徑大，且輻板上存在均壓孔結構，正是這個“關鍵特性”部位在使用中多次發(fā)生裂紋故障。

本文通過系統(tǒng)研究某型燃氣輪機封嚴盤均壓孔的裂紋故障，確認了封嚴盤裂紋性質是高周疲勞；分析了均壓孔應力水平和封嚴盤的振動特性并進行了試驗驗證；最后給出故障原因，并有針對性地提出了改進方向和措施。

1 故障形貌和斷口分析

1.1 故障形貌

在對1臺某型燃氣輪機高壓壓氣機轉子的封嚴盤進行無損檢測時發(fā)現(xiàn)，該盤的32個均壓孔中有4個孔顯示異常，經(jīng)分解檢查發(fā)現(xiàn)孔邊兩側均有較明顯的裂紋，均位于均壓孔的周向位置（孔的3、9點鐘位置），裂紋形貌如見圖1所示。

圖1 封嚴盤-均壓孔裂紋形貌

1.2 斷口分析

為查找裂紋原因，需要進行斷口分析：進行宏觀分析，初步判斷裂紋的起源和擴展方向以及斷口性質；進行微觀分析，即通過電子顯微鏡或光學顯微鏡觀察來判定裂紋類型及機理[11]。

宏觀分析：裂紋疲勞源區(qū)均起始于均壓孔與前幅板的轉接R 處，由封嚴盤前幅板向后幅板方向擴展，裂紋性質為多源疲勞斷裂。裂紋斷口的典型形貌如圖2所示。

圖2 均壓孔裂紋斷口宏觀形貌

微觀分析：對打開的微裂紋斷口進行電子掃描，疲勞源區(qū)斷口比較平坦，擴展區(qū)疲勞條帶（如圖3所示）細密，條帶間距小于1μm。材質未發(fā)現(xiàn)冶金缺陷、腐蝕和外來物損傷等痕跡。

圖3 斷口上細密疲勞條帶

1.3 金相組織及成分

為進一步分析裂紋故障，從故障件切取試樣，進行材料的金相組織、硬度以及成分等分析：斷口觀察疲勞源區(qū)未見冶金和加工缺陷；金相組織晶粒度符合ASTME112標準3～4級晶粒度，如圖4所示；硬度HB（d）=3.17，符合要求；化學成分結果符合封嚴盤的合金材料標準。

圖4 金相組織晶粒度形貌

1.4 綜合斷口觀察分析

通過對故障件進行斷口觀察、材料的金相組織、硬度以及材料成分等分析表明：裂紋斷口檢查無冶金和加工缺陷；疲勞裂紋起源于均壓孔與封嚴盤前輻板圓角處；封嚴盤裂紋為疲勞裂紋，疲勞條帶非常細密，屬高周疲勞性質；以裂紋起始部位及走向為依據(jù)，分析封嚴盤在工作狀態(tài)下受到了彎曲振動應力。

2 封嚴盤的應力分析

為從理論上進一步分析驗證上述結論，對封嚴盤進行了有限元應力分析工作[12-14]。

2.1 計算模型

2.1.1 坐標系定義

在對封嚴盤進行應力分析計算時，是按循環(huán)對稱問題處理的，因此建立坐標系為總體柱坐標系，其坐標系原點在軸線上。X 軸為軸線方向，Z 軸為半徑方向，Y 軸為周向，如圖5所示。

圖5 封嚴盤的3維有限元模型及邊界條件

2.1.2 計算模型的建立

根據(jù)封嚴盤模型及載荷的對稱特性，做11.25°的扇形段（取1/32的盤）作為計算模型（圖5）。

2.1.2.1 網(wǎng)格劃分

在ANSYS軟件中將特征點坐標讀入，定義實體單元和殼單元，運用殼單元對目標面進行四邊形自由網(wǎng)格劃分，再運用實體單元對盤體進行四面體自由網(wǎng)格劃分并清除目標面上的面單元（圖5）。

2.1.2.2 邊界條件

（1）由于封嚴盤與前3級盤、承力環(huán)和軸通過螺栓連接在一起的。為考慮這些零件對封嚴盤的影響，將組件中各個接觸面上的節(jié)點位移協(xié)調(diào)，加載各級葉片離心力、各級盤體溫度場、高壓最大狀態(tài)轉速，計算出封嚴盤盤心的徑向位移為0.5mm。將該位移值作為盤模型內(nèi)孔處的初始徑向位移，并約束內(nèi)孔周向自由度（圖5）。

（2）耦合圖5中2個目標面上節(jié)點的所有自由度；

（3）為模擬裝配狀態(tài)，將輪緣前端面軸向約束，而對螺栓連接端面加上軸向初始位移0.9mm（裝配時規(guī)定的封嚴盤軸向變形量），方向為逆氣流方向。

2.1.2.3 外載荷

在最大狀態(tài)（轉速100%）下采用測溫漆對封嚴盤進行測溫試驗，得到穩(wěn)態(tài)溫度場數(shù)據(jù)，見表1。

將封嚴盤各截面的溫度加載后進行熱傳導分析，得到封嚴盤溫度場分布，如圖6所示。

表1 封嚴盤地面最大狀態(tài)穩(wěn)態(tài)溫度場

圖6 封嚴盤溫度場分布

2.2 應力計算分析

考慮到封嚴盤工作狀態(tài)的變形預應力，為了全面了解封嚴盤工作應力情況，建立了封嚴盤的應力計算模型，同時考慮了溫度場對應力場的影響，選取了幾個典型工作狀態(tài)進行分析。封嚴盤材料（GH742）性能數(shù)據(jù)取自文獻[15]。

采用ANSYS程序中的靜應力分析方法得到各典型狀態(tài)下的封嚴盤應力分布。其中，在最大工作狀態(tài)下的封嚴盤均壓孔徑向應力分布如圖7所示，周向應力分布如圖8所示。

圖7 封嚴盤均壓孔的徑向應力分布

圖8 封嚴盤均壓孔的周向應力分布

在各典型狀態(tài)下封嚴盤均壓孔應力計算結果見表2。在最大狀態(tài)（轉速100%狀態(tài)）下各主要部位溫度、周向和徑向應力結果見表3。

從表2中可見，溫度場對均壓孔孔邊的徑向應力影響較大，約占總徑向應力的53.5%。在轉速100%的狀態(tài)下，最大徑向應力（945MPa）位于靠近封嚴盤前端面均壓孔孔邊3點和9點位置，而不是螺栓孔位置，該結果與封嚴盤故障位置吻合。

表2 封嚴盤均壓孔孔邊徑向應力

表3 在最大狀態(tài)下封嚴盤各部位應力分布

3 封嚴盤模態(tài)和共振特性分析

為了解某燃氣輪機封嚴盤是否存在共振特性，通過對其氣體流路和結構進行分析，尋找可能的激振因素。在此基礎上，結合靜強度計算結果進行共振分析，確定與封嚴盤均壓孔周向裂紋故障關聯(lián)的振型、振動應力和主要的激振因素。

3.1 有限元模型和固有頻率

為準確模擬封嚴盤的邊界條件，根據(jù)某燃氣輪機高壓轉子的結構特點，建立的計算模型為整機初始裝配狀態(tài)模型——封嚴盤前面3級盤與封嚴盤和高壓軸的組件模型，如圖9所示，在靜頻計算時，不計葉片的影響；在動頻計算時，在各級盤的榫槽中添加模擬葉片質量。

圖9 初始裝配狀態(tài)下計算模型

3.1.1 邊界條件

靜頻計算采用邊界條件：將組件模型中所有配合面處節(jié)點的周向、軸向位移協(xié)調(diào)；約束7級盤輪緣及輻板拉緊螺栓處（圖中A處）節(jié)點的軸向、周向位移。

振動特性計算采用邊界條件：將組件模型中所有配合面處節(jié)點的周向、軸向位移協(xié)調(diào)；約束7級盤輪緣及輻板拉緊螺栓處（圖中A處）節(jié)點的軸向位移；約束高壓軸拉緊螺栓處節(jié)點的軸向位移（圖中B處）。邊界條件的加載如圖9所示。

3.1.2 外載荷

在靜頻計算時，外載荷為拉緊螺栓軸向預緊力，取室溫20℃。在整機初始裝配狀態(tài)下所有拉緊螺栓軸向預緊力的方向為逆氣流方向（圖9中的B處）。

在動頻計算時，拉緊螺栓軸向預緊力與靜頻計算時的相同；各級葉片離心力在建立計算模型時已考慮；轉速選取70%、85%、100%3個轉速狀態(tài)；為簡化計算，采取單個零件上加載均溫的方式，結合高壓壓氣機在設計點的測溫試驗結果，確定出設計點的溫度場數(shù)據(jù)，同時根據(jù)性能試車錄取數(shù)據(jù)進行修正，其他零件溫度按設計點的溫度分布規(guī)律插值得到溫度場數(shù)據(jù)，見表4。

表4 溫度場數(shù)據(jù) ℃

3.1.3 計算結果

在不同轉速下頻率計算結果見表5，靜頻計算值與試驗值的對比見表6。

表5中出現(xiàn)0/1和1/1振型各2種頻率，主要是由于封嚴盤處于內(nèi)外支撐約束條件下，且出現(xiàn)的0/1和1/1振型的節(jié)圓節(jié)線并不相同，不是相同振型。

對表6中數(shù)據(jù)進行對比分析可知，計算結果與試驗結果的頻率值在低階的階次和振型上有差異，這是由于試驗時封嚴篦齒和盤高壓軸連接部位的節(jié)圓線難以清楚呈現(xiàn)，需對試驗做進一步改進；但2/0、3/0、4/0、5/0、6/0節(jié)徑型振動的頻率值和振型吻合得較好。

3.2 封嚴盤共振特性分析

輪盤在旋轉狀態(tài)下，節(jié)徑型振動會發(fā)生行波或行波共振，此時輪盤上有較大的振幅和振動應力。當盤腔激振力的階次和輪盤節(jié)徑數(shù)互為倍數(shù)關系時，易發(fā)生后行波共振[16]。

表5 不同轉速下頻率計算結果

表6 靜頻計算值及與試驗值的對比

分析該型燃氣輪機的氣流流路和結構特點，發(fā)現(xiàn)在低壓渦輪軸3個進氣孔和后機匣6個腔處的激振因素可能與封嚴盤的振動有關，對此進行行波共振分析。

（1）低渦軸3個通氣孔激勵分析

在激振階次k 分別為1、3時，封嚴盤對應3節(jié)徑振型時后行波共振轉速的計算結果見表7。從表中可見對應3節(jié)徑振型時后行波共振在高轉速下沒有交點，在低壓渦輪軸3個進氣孔處無激勵起危險振動的可能性。

（2）后機匣6個腔激勵分析

在k=1、2、3、6時，封嚴盤對應2、3節(jié)徑振型時后行波共振轉速的計算結果見表8。

表7 3節(jié)徑振動時共振分析結果

表8 2、3節(jié)徑振動時共振分析結果

后行波共振圖如圖10所示。從圖中可見，2、3節(jié)徑后行波頻率曲線與階次K=6的激振線在n2相對轉速0.99和1.01相交，在此可能產(chǎn)生后行波共振。封嚴盤典型節(jié)徑振型如圖11、12所示。

圖10 后機匣6個腔激勵后行波共振

圖11 封嚴盤2節(jié)徑/0節(jié)圓振型和相對徑向振動應力分布

圖12 封嚴盤3節(jié)徑/0節(jié)圓振型和相對徑向振動應力分布

通過以上2種可能存在的激勵源共振分析表明：某燃氣輪機在高轉速工作范圍內(nèi)存在2節(jié)徑/0節(jié)圓、3節(jié)徑/0節(jié)圓振型的后行波曲線與6E激振線在100%轉速附近相交的可能性。

3.3 封嚴盤后腔振動噪聲測量驗證

利用振動噪聲原理測量了封嚴盤后腔壓力脈動情況，間接判定出封嚴盤的振動情況。

3.3.1 試車程序

（1）慢掃描由慢車至全加力狀態(tài)再到慢車；

（2）慢掃描由慢車至最大狀態(tài)再到80%，以2%的轉速間隔升轉速，每個掃描轉速停留時間為1min。

3.3.2 測試結果

各轉速測量結果時域頻域譜如圖13所示，在噪聲頻率中，1744Hz與封嚴盤3節(jié)徑/0節(jié)圓振型的共振頻率一致，且該頻率分量在90%（n2）以上一直存在，當盤阻尼不足時可能激起該振型共振。

圖13 各轉速測量結果時域頻域譜

噪聲測量試驗結果表明，后卸荷腔內(nèi)氣體存在脈動，且主要頻率與封嚴盤3節(jié)圓/0節(jié)徑振型共振頻率接近。后機匣的6個支板結構是不可能更改的，因此，封嚴盤可能引發(fā)振動也是不可避免的。

4 結論

（1）某型燃氣輪機高壓壓氣機封嚴盤均壓孔裂紋為高周疲勞性質，屬于原始設計缺陷。

（2）經(jīng)強度分析與實踐表明，該封嚴盤最薄弱環(huán)節(jié)為均壓孔，而非螺栓孔部位。

（3）經(jīng)振動分析與振動噪聲測量表明，封嚴盤3節(jié)圓/0節(jié)徑振型頻率在設計點轉速附近與6E激振頻率的裕度很小，且該振型下的最大相對徑向振動應力發(fā)生在均壓孔所處凸臺部位。

在燃氣輪機結構設計中應避免采用類似結構封嚴盤，最好采用小直徑、短螺栓連接或焊接結構封嚴盤。另外，該類封嚴盤在修理過程中應加強均壓孔孔邊的狀態(tài)控制，在使用過程中應加強探傷檢查，以保證燃氣輪機安全可靠。

[1]陶春虎，鐘培道，王仁智，等.航空發(fā)動機機轉動部件的失效與預防[M].北京:國防工業(yè)出版社，1999:6-7.TAO Chunhu,ZHONG Peidao,WANG Renzhi,et al.Failure analysis and prevention for rotor in aeroengine[M].Beijing:National Defense Industry Press,1999:6-7.(in Chinese)

[2]Federal Aviation Administration.FAR33 airworthiness standards:aircraft engines[S].United States:Federal Aviation Administration,2007:22.

[3]European Aviation Safety Agency.CS-E certification specification for engine[S].Germany：European Aviation Safety Agency，2007:43-45.

[4]Cowls B A.High cycle fatigue in aircraft gas turbines:an industry perspective[J].International Journal of Fracture,1996,80:147-163.

[5]Nicholas T.High cycle fatigue:a mechanics of materials perspective[M].Elsevier,2006:145-200.

[6]Oakley S Y,Nowell D.Prediction of the combined highand lowcycle fatigue performance of gas turbine blades after foreign object damage[J].International Journal of Fracture,2007,29（1）:69-80.

[7]Bhaumik SK,Bhaskaran T A,Rangaraju R,et al.Failure of turbine rotor blisk of an aircraft engine[J].Engineering Failure Analysis,2002,9（3）：287-301.

[8]劉永泉,王德友,洪 杰,等.航空發(fā)動機整機振動控制技術分析[J].航空發(fā)動機,2013,39（5）:1-8.LIU Yongquan,WANG Deyou,HONG Jie,et al.Analysis of whole aeroengine vibration control technology[J].Aeroengine,2013,39（5）:1-8.(in Chinese)

[9]陳小磊,郭迎清,張書剛.航空發(fā)動機壽命延長控制綜述[J].航空發(fā)動機,2013,39（1）:17-22.CHEN Xiaolei,GUO Yingqing,ZHANG Shugang.Summary of life extending control for an aeroengine[J].Aeroengine,2013,39（1）:17-22.(in Chinese)

[10]謝靜,范文正,謝鎮(zhèn)波.某型軍用發(fā)動機使用可靠性評估[J].航空發(fā)動機,2012,38（6）:43-47.XIE Jing,FAN Wenzheng,XIE Zhenbo.Evaluation of military engine service reliability[J].Aeroengine,2012,38（6）:43-47.(in Chinese)

[11]Derek Hull.斷口形貌學觀察、測量和分析斷口表面形貌的科學[M].李曉剛,董超芳，杜翠微，等譯.北京:科學出版社，2009:55-67.Derek Hull.Fractography:observing,measuring and interpreting fracture surface mopography[M].LI Xiaogang,DONG Chaofang,DU Cuiwei,et al.Beijing:Science Press,2009:55-67.(in Chinese)

[12]李黎明.ANSYS有限元分析實用教程[M].北京:清華大學出版社，2005:93-129.LI Liming.Tutorial of ANSYS finite element analysis[M].Beijing:Tsinghua University Press,2005:93-129.(in Chinese)

[13]鄭旭東,蔚奪魁.某發(fā)動機高壓壓氣機封嚴盤均壓孔孔邊裂紋故障分析[J].航空發(fā)動機,2013,39（3）:49-54.ZHENG Xudong,YU Duokui.Study of vent hole crack failure for an aeroengine labyrinth seal disk[J].Aeroengine,2013,39（3）:49-54.(in Chinese)

[14]叢佩紅.某發(fā)動機高壓壓氣機篦齒盤應力計算分析[R].沈陽:中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，2007:12-13.CONG Peihong.Stress analysis of an engine HPC labyrinth sealdisk[R].Shenyang:AVIC Shenyang Engine Design and Research Institue,2007：12-13.（in Chinese）

[15]中國航空材料手冊編輯委員會.中國航空材料手冊（第2卷）:變形高溫合金 鑄造高溫合金[M].2版.北京：中國標準出版社，2002：482-493.China Aviation Materials Manual Editorial Board.China aviation materials manual(volume second):wrought superalloys and cast superalloys[M].second edition,Beijing:China Standard Publishing House,2002：482-493.(in Chinese)

[16]航空發(fā)動機設計手冊總編委會.航空發(fā)動機設計手冊（第18冊）:葉片輪盤及主軸強度分析[M].北京:航空工業(yè)出版社,2001:115-123.Aeroengine Design Manual Editorial Board.Aeroengine design manual (18th Copies):Analysis of leaf disk and spindle strength[M].Beijing:Aviation Industry Press,2001:115-123.(in Chinese)