航空发动机低压涡轮弹性支撑断裂故障分析.pdf

972023,61(8）总第7 0 8 期机械制造安全故障航空发动机低压涡轮弹性支撑断裂故障分析沈晨张江伟韦瑾中国航发动力股份有限公司西安710021摘要：某航空发动机外场正常使用至首次翻新寿命，返厂大修，发现低压涡轮弹性支撑的弹性拉杆断裂。针对这一故障，进行结构分析、现场检查，计算弹性支撑刚度，进行刚度有限元分析，并进行强度校核。通过分析，得出故障的可能原因。关键词：航空发动机低压涡轮弹性支撑断裂故障中图分类号：V232文献标志码：B文章编号：1 0 0 0-4 9 9 8（2 0 2 3)0 8-0 0 9 7-0 4Abstract:An aero engine used normally in external field to the first overturn life,and returned to factoryto overhaul.It was found that the elastic rod of elastic support for low-pressure turbine fractured.In response tothis fault,structural analysis and on-site inspection were carried out,stiffness of elastic support was calculatedand finite element analyzed,and strength was verified.Through analysis,the possible cause of fault wasobtained.Keywords:Aero EngineLow-pressure TurbineElastic SupportFractureFault1古故障情况为了提高航空发动机转速，减轻质量，转子普遍采用柔性转子的设计，即转子的工作转速在转子支撑系统的临界转速以上。为使转子临界转速避开发动机常用工作转速范围，转子支撑常使用弹性支撑，并改变转子支撑系统刚度，使临界转速低于1 0%最低转速，甚至更低。低压转子的临界转速高于慢车转速，同时低于工作转速，当由慢车转速加速时，可以迅速通过临界转速，使转子在超临界转速状态下稳定工作。某航空发动机外场正常使用至首次翻新寿命，返厂大修，分解时发现低压涡轮弹性支撑上30 根弹性拉杆中的一根中间部分已经断裂并缺失，其它弹性拉杆则大多已发生断裂或出现裂纹。这一故障在该型航空发动机使用历史上还未曾发生过，需要通过尺寸复测、材料分析、应力计算，分析弹性支撑断裂的原因及影响，并提出使用意见。2结构分析2.1低压转子支撑形式该航空发动机低压转子采取1-2-1 支撑形式，如图1 所示。低压涡轮轴承为滚棒轴承，仅承受转子的径向负荷。2.2弹性支撑结构低压涡轮轴承采用的弹性支撑为拉杆式结构，由低压涡轮中介机匣高压压气机轴承力支板低压涡轮盘低压压气机低压后轴承压气机轴低压低压涡轮轴承止推轴承发动机轴线球形联轴器中介轴球形联轴器图1低压转子支撑形式前安装边、弹性拉杆、后安装边等零件组成。弹性支撑上30 根直径为2.59 mm、长度为4 3.6 mm的弹性拉杆由1 Cr12Ni3MoVN不锈钢棒经机械加工而成。弹性拉杆的前、后端分别钎焊在前、后安装边上。弹性拉杆缺失、断裂如图2 所示。图2弹性拉杆缺失、断裂982023,61(8)总第7 0 8 期机械制造安全故障3弹性支撑刚度计算3.1支撑刚度与系统刚度关系弹性支撑以串联方式接入转子支撑系统。接入弹性支撑后，系统刚度c.与支撑刚度ce、系统原刚度co之间的关系为：(1)C即有：C.Coc,=(2)c+Co当c。比Co小很多时，式(2）分母中的c。可以忽略不计，即接人弹性支撑后的系统刚度将主要由刚度较小的弹性支撑刚度决定。3.2支撑刚度计算因为弹性支撑中的弹性体通常为等截面，所以支撑刚度可以按照材料力学公式计算，为：C。=3EJ/I 3(3)式中：E为材料弹性模量；J为弹性体对中性轴的截面惯性矩；1 为弹性体长度。由此,弹性支撑刚度问题可以归结为式（3）中截面惯性矩的计算。3.3拉杆式弹性支撑刚度计算设弹性支撑共有n个拉杆，拉杆间的角度为,且均匀分布，于是其中第i个拉杆相对于弹性支撑横轴的截面惯性矩J为：J,=/4dRsin(i0)(4)0=2T/n(5)式中：d为拉杆直径；R为弹性支撑平均半径。于是有：J=2J.=/4dRsin(i0)=/4 dRn/2+cos(n+1)Osin(n0)csc 0=nTdR?/8n3(6)所以，拉杆式弹性支撑刚度可以近似计算为：C。=3EJ/1 3=3n T E/8 d R/l33.4刚度变化对转子动力特性影响支撑刚度变化对转子各阶临界转速的影响是不同的，低阶次临界转速会降低，高阶次的临界转速则会升高，具体数值与转子支撑系统的具体结构及几何参数有关。弹性支撑刚度的大小对转子通过临界转速时的挠度和外传力有显著影响。理论和试验均表明，支撑刚度低，转子通过临界转速时挠度小，外传力也小，但是相应的支撑变形会增大，由此造成弹性支撑的应力增大，引起疲劳寿命问题。弹性支撑转子动力特性如图3所示。转子挠度支撑力幅支撑应力弹性支撑刚度图3弹性支撑转子动力特性4刚度有限元分析使用有限元方法分析该航空发动机低压涡轮弹性支撑刚度，在弹性支撑后沿内环表面的4 596 个节点上施加共计4 0 0 7.2 5N的载荷，每个节点施加的载荷为0.8 7 1 9 N。刚度有限元分析结果如图4 所示，可见，在弹性支撑后沿内环表面施加4 0 0 7.2 5N载荷后，弹性支撑最大变形为0.4 6 1 mm,刚度为8.6 9 N/mm。.512E-04.103E-03.154E-03.205E-03.256E-03.308E-03.359E-03.410E-03.461E-03(m)A图4刚度有限元分析结果5现场检查5.1分解检查为了确认故障原因，对该航空发动机低压涡轮相关零件进行检查，低压涡轮转子未见明显磨损，轴承尺寸符合图纸要求，轴承旋转灵活，保持架铆接正常。5.2断口分析弹性拉杆断口形貌如图5所示。弹性拉杆断口形貌相近，裂纹均起源于弹性拉杆两侧表面，属多源和线源。裂纹从两侧表面向中心扩展，扩展棱线细密，可见疲劳条带和二次裂纹。两侧裂纹扩展程度不同，最终992023,61(8)总第7 0 8 期机械制造安全故障扩展交汇于中心。瞬断区面积很小，说明应力水平较低，扩展充分，属于高周疲劳断裂。所有发生断裂的26根弹性拉杆断口形貌基本一致，疲劳区和瞬断区大小相近，表明可能为多件同时疲劳开裂。H4231图5弹性拉杆断口形貌5.3材料分析对弹性拉杆进行显微组织检查，显微组织为保持马氏体位相的回火索氏体，未见材料及治金缺陷，显微组织正常。对切取的弹性拉杆横截面进行硬度检测，维氏硬度（HV5）为32 8，换算为洛氏硬度（HRC）为34。洛氏硬度（HRC）要求为30 36，可见硬度符合要求。6强度校核建立该航空发动机低压涡轮弹性支撑模型，如图6所示，主要分析在图纸规定低压涡轮转子最大允许振动量0.0 7 6 mm及低压涡轮弹性支撑最大不平衡量1.08kgmm时的应力分布，校核强度。图6低压涡轮弹性支撑模型低压涡轮弹性支撑的变形较大，各个构件的间隙被填充且相互接触，属于接触非线性问题。局部应力可能超过弹性极限，属于材料非线性问题。根据式（8）、式（9），结合材料参数，即可以确定低压涡轮弹性支撑材料的应变硬化系数K和应变硬化指数j。根据应变硬化系数和应变硬化指数，结合材料弹性模量，可由式（1 0）确定低压涡轮弹性支撑材料在工作环境温度下的应力应变关系。K=0 0.2/0.002(8)G,/0.2=(j-,/E)/0.002i(9)8=g/E+(/K)/(10)式中：0.2 为屈服强度；为抗拉强度；8 为应变；为应力。为了尽可能准确描述材料的应力应变关系，在计算中采用多线性随动强化模型，应力应变曲线如图7所示，此时低压涡轮弹性支撑的温度为2 2 1。2.00018001600140012001000800600400200000.2500.5000.7501.0001.2500.1250.3750.6250.8751.125应变A图7材料应力应变曲线在低压涡轮转子最大允许振动量0.0 7 6 mm下，低压涡轮弹性支撑变形分布、等效应力分布分别如图8、图9 所示。在图纸规定低压涡轮弹性支撑最大不平衡量1.0 8 kgmm下，低压涡轮弹性支撑变形分布、等效应力分布分别如图1 0、图1 1 所示。868E-05.174E-04.260E-04.347E-04.434E-04521E-04.608E-04.695E-04.781E-04(m)图8最大振动量下变形分布低压涡轮转子达到最大振动量0.0 7 6 mm时，整体变形及应力不大。最大变形出现在轴承外圈，最大变形量仅为0.0 7 8 1 mm。最大应力位于弹性支撑上，2023,61(8)100总第7 0 8 期机械制造罡（编辑安全故障.115E+08.229E+08.344E+08.458E+08.573E+08.687E+08.802E+08.916E+08.103E+09(Pa)图9最大振动量下等效应力分布.137E-04.273E-04.410E-04.546E-04.683E-04.819E-04.956E-04.109E-03.123E-03(m)A图1 0最大不平衡量下变形分布.175E+08.350E+08.526E+08.701E+08.876E+08.105E+09.123E+09.140E+09.158E+09(Pa)图1 1最大不平衡量下等效应力分布最大应力值为1 0 3MPa，低于所用材料的缺口疲劳强度(2 4 5MPa)。低压涡轮弹性支撑达到最大不平衡量1.0 8 kgmm时，整体变形及应力不大。最大变形出现在轴承外圈，最大变形量仅为0.1 2 3mm。最大应力位于弹性支撑上，最大应力值为1 58 MPa，低于所用材料的缺口疲劳强度。强度校核结果表明，在航空发动机允许的振动及不平衡量下，低压涡轮弹性支撑的应力有一定裕度，不会发生故障。但是当轴承外圈的变形大于0.1 8 6 mm时，弹性拉杆的应力将大于材料疲劳强度，会发生疲劳断裂。通过分析认为，该航空发动机低压涡轮弹性支撑断裂的可能原因为：转子装配至低压涡轮后轴承座时，转子、定子轴心未对正，偏心量较大；航空发动机工作过程中轴承外圈变形较大，弹性拉杆受到的载荷超过材料疲劳强度，引起弹性拉杆疲劳断裂7结束语针对某航空发动机低压涡轮弹性支撑断裂故障，进行了现场检查和原因分析。根据材料分析，弹性拉杆受到安装边周向分布的双向弯曲应力，断裂属于高周疲劳断裂，可能为多件同时疲劳开裂。通过有限元分析，得到低压涡轮弹性支撑的刚度，确定最大允许振动和最大不平衡量时的变形和等效应力，表明在最大允许振动和最大不平衡量情况下，低压涡轮弹性支撑的应力有一定裕度，不会疲劳开裂。根据分析，低压涡轮弹性支撑断裂的原因可能为转子装配至低压涡轮后轴承座时，转子、定子轴心未对正，弹性拉杆受到的载荷超过材料疲劳强度，引起疲劳断裂。参考文献1李全.支撑刚度对汽轮机转轴动力系统稳定性影响研究J.今日制造与升级,2 0 2 2（6：39-4 1.2任正义，朱健国，杨立平.储能飞轮转子支撑结构对临界转速影响的分析 J.机械制造，2 0 1 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