某系列发动机燃烧室机匣寿命研究

某系列发动机燃烧室机匣寿命研究 某系列发动机燃烧室机匣寿命研究 某系列发动机燃烧室机匣寿命研究 梁玉琴王智华 摘要:介绍某系列发动机燃烧室机匣故障模式,载荷谱研究,应力汁算分析寿命预测和疲劳 试验,寿命散度系数和飞行换算竿{I卅究方法,给汁算和试验研究结果和燃烧室机技术黼.为制 定机i设汁结构强度规范提供技术依据; 关键词:燃烧室机匣:寿命:研究 1前言 国内外I:科实践明,低周循环疲劳是导致航空发动机机匣构件过早火效的主要冈 素目前在航空发动机定寿,延寿r作中,低周循环疲劳次数小J_:105)已作为评 定航空发动机机匣安全使朋寿命的最主要的技术指标 某系列发动机燃烧室机匣为薄壳结构l的传力机匣,1994年以米,该系列发动机在 改计定型鉴定试车利外场使用中曾出现3起燃烧室机匣.P2引气管安装摩对接焊缝裂纹 故障.虽木造成火难性后果,但已危及{{I行安全,造成机匣欠效报废,引起多方面的关 注,为确保某系列发动机的可靠性和使H_j安全,开展燃烧室机匝寿命研究,l作 研究技术指标:按循环数利匕行小时数给山燃烧室机匣簧信度95%,可靠度 99.S7%的技术寿命. 2研究方法 燃烧窒机匣寿命研究涉及材料力学性能,结构疲劳强度理论与数值计算,数理统计, 疲寿命试验等可靠性I:理论,是一项理论深,技术难度人,十分复杂的系统程. 为r科学地进行寿命研究r作,研究和分析国内外航空发动机寿命研究方法,结构 强度 发计规范及标准.结合燃烧室机匣结构特点及修理1使用实际,以某型发动机典型飞行 剖面载荷实测参数为原始依据,进行燃烧室机匣载荷和载荷谱研究:以燃烧室机匣材料 疲劳性能数据为基础,进行有限元应力分析和寿命预测:通过燃烧室机匣低循环疲劳寿 命试验以及换算率研究和寿命散度系数研究结果,分别按标准循环数利I{I行小时数给出 某系列发动机燃烧室机匣技术寿命 3:研究项目与结果 3.1使用与故障调查 某系列发动机是国内土战机种的动力装置,有人批量的发动机往部队服役,经25O 台次发动机故障情况调查及故障模式和影响分析显示(见表1),某系列燃烧室机匣在 使用中常见的故障为安装边装配孔磨损与裂纹,后安装边定位槽口磨损和机匣支架裂纹 报废等.内,外场使用中发生的重大故障有3起,均为P2引气安装座与壳体对接氩弧焊 边缘裂纹,由此确定P2引气安装座为燃烧室机匣的关键部位. 表中严酷度等级定义:II类为一种导致系统严重损坏,使任务失败的致命性故障; ?类为不会造成系统损坏,但需要非定期维修的轻度故障. 表1某系列发动机燃烧室机匣的故障模式和影响分析(FMEA) 组故障影响严酷 件零件故障故障岛一故障率排故 名名称功能局部最终度模式原因层次(%)措施 称影响影响等级影响 I 连接按翻修 前安压气安装边发动机间隔进 装边机部磨损振动磨损无无?0.02 件行修理 加强按翻修 偏心刚销子孔发动机磨损 安装性,磨损与振动与裂无无?0.8间隔补 固定裂纹纹焊扩孔边 机匣配销子 支架 支挂凸边内 燃火焰外表面燃烧气流定位槽补焊和 烧后安筒,磨损,脉动和机磨损无无Iv口磨损补充喷 室装边连接定位槽械振动占0.24涂耐磨 机涡轮面磨涂层 部件坝匣 高温 承受较大气体P2 向加载荷,焊泄露烤坏在规定引气 安装力预焊缝边接,装配高温对应裂纹长 燃室缘裂纹过程中的裂纹气体部位I10.3度内可座 引气异常因素的飞补焊 机附 件 安装夫载荷_T 机匣发裂纹作,长期裂纹功能报废I10.028按翻修间 支架动机振动丧失隔更换 附件 3.2载荷谱研究 分析计算某系列发动机主要强度验算点的燃烧室机匣载荷,合理确定机匣寿命计算 点利实际使t}丰=l标准循环载荷谱均是寿命研究作的关键. 3.2.1载荷分析 某系列发动机均采用内,外混合传力.在发动机工作中,燃烧室机匣主要承受 内外气体压力差产生的径向载荷,同时与轴承机匣共同承受燃烧室自身,涡轮静子,加 力部件传来的轴向载荷;涡轮静子,加力扩散器整流支板上的扭矩由燃烧室机匣与轴承 机匣共同承受,另外还有热负荷.飞机俯冲拉起,发动机的过载最大,此时发动机惯性 力和陀螺力矩通过后支点向燃烧室机匣后端传来二个集中力和一个纯弯矩,轴向载荷在 燃烧室机匣和轴承机匣上按与抗拉刚度成比例的原则分配;扭矩按与半径成比例的原则 这些载荷构成了作用在燃烧分配;集中力和弯矩按与抗弯刚度成比例的原则分配. 室机 匣上的低循环疲劳载荷. 3.2.2寿命计算点的确定 (1)由载荷分析可知,压差载荷是影响燃烧室机匣寿命的主要载荷,因此,合理给 定压差载荷谱是确定燃烧室机匣疲劳寿命的重要环节.在研究中发现按各典型飞行剖面 确定的压差载荷二维峰一谷循环矩阵,可以筛选出最危险使用状态.根据某型发动机2O 个典型科目P2压力和机舱压力谱,按15级进行处理,编制压差载荷二维峰一谷循环矩阵及 压差载荷谱. (2)建立燃烧室机匣有限元模型,开展弹塑性有限元应力计算,分析计算压差,轴 向力,扭矩单独作用与三个载荷联合作用的应力与主应力,研究确定燃烧室机匣薄弱部 位压差载荷与应力的关系,据此将各典型科目压差载荷二维峰一谷循环谱转换为应力 谱. (3)采媚EGD--3应力标准提出的方法计算各典型飞行科目主,次应力循环破坏循 环数,应用Miner线性累积损伤理论,计算各典型飞行科目的损伤,确定具有最大损伤 的典型科目主循环压差峰值点为寿命计算点. 3.2,标准循环载荷的确定 (1)燃烧室机匣标准循环载荷谱从具有最大损伤的典型科目中选取.按寿命计算点 制定标准循环载荷,根据薄弱部位压差,轴向力,扭矩单独作用的应力与三个载荷联合 作用的主应力的比对关系,得到所选科目的轴向力和扭矩,给出标准循环载荷.其后根 计算给出所选科目燃烧室机匣标准循环据飞机俯冲拉起角速度和法向过载系数, 机动载 荷即二个集中力一个纯弯矩. (2)燃烧室机匣壁面工作温度约350.,疲劳寿命试验选取在室温条件下采用加火 试验载荷的方法以补偿温度的影响.温度系数为室温与[作温度试件材料拉伸强度之 比,为此取温度修正系数为1.185. 3.3应力分析 燃烧室机匣简肇薄,直{=季=人,焊缝多,属典的"体壳"结合复杂构件.采用弹性力 学无矩理论估算法和ANSYS有限元计算分析软件,计算确定燃烧室机匣薄弱部位和薄 弱部位的最人弹性应力和应力集中系数,以及应力,应变值和薄弱部位压差载荷与应力 40 的关系. 3_3.1应力分析 (1)学元的划分:研究燃烧室机匣 有限元模型的网格划分方法,探讨板 壳单元与体单元的连接方法,燃烧室 机匣前,中,后安装边和安装座采用6 个自由度的体单元,扩压壁和简体选 取了具有4个节点,6个自由度的壳单 兀. (2)边界条件:取机匣靠近主安装 节一端即前安装边为囿支端,后安装 边为自由端,其轴向力,扭矩,弯矩, 集中力作用在自由端上. 图1有限元模型 (3)载荷的施加:有限元计算中,内压以表面力加在相应单元的内表面;轴向力, 集中力直接加在后安装边端面;弯矩和扭矩转换为节点力加在后安装边相应的节点上. 3.3.2计算结果及分析 (1)由弹性和弹塑性有限元应力分析发现燃烧室机匣大部分区域总体应力处于弹性 状态,由机匣应力分布云图2可见,燃烧室机匣总体应力水平不大,最大应力小于材料 的屈服极限. (2)燃烧室机匣在安装座附近具有较大的应力集中,焊缝处的峰值应力明显高于屈服 强度.在标准循环载荷和试验循环载荷下应力最大的部位在后衬套的焊缝处,分别为 314.26MPa,452515Mpa 图2机匣和后衬套焊缝应力分布云图 (3)确定了某系列各型燃烧室机匝后衬套等安装座焊缝薄弱部位压筹载荷与应力 的关系. 41 亘=3312550I|AP.11995924?芦+6,0o6.?一一 ? 一r / _ , _ -J / OOO204060810 AP(MPa) A,B型 ; 36.7767~.;-77-11)9AF~~26.57.504~- J / ? { iJ ; /} 图3燃烧室机匣后衬套部位载荷与应力的关系曲线 3.4低循环疲劳寿命预测 局部应力应变法是一种预测薄壳机匣低循环疲劳寿命较好的方法,其关键是准确 计 算出危险部位的局部应变和给出可靠的循环应力应变曲线. 3.4.1计算方法 局部应力应变法预测燃烧室机匣低循环疲劳寿命的具体方法是通过计算得到局部 应变后,代入应变一寿命coffin.Manson曲线方程获得疲劳寿命.采用两种方法得到局部 应变: (1)采用弹塑性有限元分析得到关键部位的局部应变. (2)采用诺伯法即用弹性有限元计算得到关键部位的应力集中系数和名义应力, 由诺伯公式求得局部应变. 3_4.2计算结果及分析 鉴于燃烧室机匣疲劳试验在室温下进行,为便于与疲劳寿命试验结果进行对比分 析,分别用诺伯法和弹塑性有限元计算了试验载荷状态下的疲劳寿命,用两种方法分别 结果非常一致. 预测得到后衬套焊缝薄弱部位寿命为9628次和9648次, 3.5低循环疲劳寿命试验 全尺寸燃烧室机匣的低循环疲劳寿命试验是其定寿的关键环节.疲劳寿命试验按在 室温条件下采用加大试验载荷的方法以补偿温度的影响. 3.5.1试验件情况 为不改变燃烧室机匣前后安装边刚性和边界条什,燃烧室机匣配装的}^j机匣和前, 后外转接机匣仍刚压气机和涡轮部件的实际构件. 3.5.2疲劳试验情况 疲劳试验是综合施加试验载荷,以O一最大一0的脉动等幅循环加载,试验频率为 0.10次/s,~0.13次/s,保载时间为2s.进行24-'t=燃烧室机匣试验件疲劳寿命试验. 42 吾}薯}鼬拍啪伽吾;0 一?一善 啪瑚劫{毫m啪?. 一?善誊o ? P M P 8?O 型 ?C 4 O 2 O O O 第1l'q'-燃烧室机匣(01)未配装附件机匣固定支架,当疲劳寿命试验进行~iJ8486 次循环时,发现后衬套两侧与燃烧室机匣扩压壁连接的角接焊缝边缘出现两条穿透性裂 纹,经着色检查右侧裂纹长度约为37mm,左侧为20mm. 为符合机匣的实际使用状态,第2件燃烧室机匣(02)配装附件机匣固定支架进 行疲劳试验,当疲劳试验进行到13095次循环时,在与第l件相同部位即后衬套处出现 穿透性裂纹,裂纹长度为40mm. 为考核裂纹焊修后的间隔寿命,焊修0l燃烧室机匣的裂纹部位,安装附件机匣固 定支架和相关的管件进行疲劳试验,在循环数为l1806次时,左侧点火器安装座与壳体 对接焊缝边缘出现穿透性疲劳裂纹,裂纹长度约37mm.点火器安装座的低循环疲劳寿 命次数为20292次.在后衬套与扩压壁连接的角接氩弧焊焊趾处有一条长约50mm的 未穿透裂纹,该裂纹与0l,02燃烧室机匣裂纹的位置和模式相同.故补焊后衬套的燃 烧室机匣使用寿命与未补焊的原结构相当. 3.6飞行换算率的研究 燃烧室机匣飞行换算率为每飞行小时消耗的标准循环数,飞行换算率取决于发动机 的使用任务剖面和任务混频,准确给出燃烧室机匣的飞行换算率是燃烧室机匣定寿工作 中的重要环节. (1)A,C型燃烧室机匣压差载荷剖面的确定 鉴于A型发动机定型试飞期间获得的飞行剖面,不宜直接用作确定该型发动机总 体载荷谱的飞行剖面的情况,经对比分析,A型发动机主机和燃烧室部件的结构与B 型发动机完成相同,飞行任务相似,强度验算点气动性能相近,由此根据A型与B型 燃烧室进口气动参数的比对情况,由B型转换得到A型各飞行剖面压差载荷谱. 考虑到前期转换得到的C型飞行剖面压差载荷偏小,鉴于C型发动机结构和特点, 机结构,飞行任务存在多方面相似性,仍以B型发动机飞行剖面压差载荷为基准 同样按强度验算点燃烧室进口气动参数的比对关系,通过相似转换,得到C发动机 子飞行剖面压蒡载荷谱. (2飞行小时换算率的给定 根据低循环疲劳试验裂纹部何以及应力分析确定的后衬套薄弱部位和考虑了轴向 力,扭矩,弯矩,两个集中力综合作用与应力的关系,转换压差谱为应力谱,汁算三种 机型燃烧室机匣后衬套薄弱部位的最差寿命以及典型I{l行科目损伤,给出燃烧室 机匣后 衬套薄弱部位飞行小时换算率即A型机匣为1.361,B型机匣为1.458,C型机匣为1.590. 3.7寿命散度系数的研究 确定技术寿命的关键是给出合适的寿命分散系数.鉴丁全尺寸燃烧室机匣疲劳试 验子样太少,由此确定的技术寿命具有较人的分散度.依据实际使蚪J与疲劳寿命试验燃 烧室机匣故障模式,研究确定采带安装座的平板模型米模拟局部构件进行低循环疲劳 试验.以得到燃烧室机匣对数寿命的标准着. 43 根据机匣疲劳试验故障部位的材料,结构,焊接方法,设计制作了带后衬套焊接平 板试件,试样进行控制最大应力的脉动循环疲劳试验,应力比为0.1,正弦波.用成组 法测定每一应力水平下一组试样的疲劳寿命,然后按数理统计方法计算平均对数寿命及 标准差,对试验值进行可疑值的取舍,最小试件数的确定,正态分布相关性检验,推算 得到破坏时的对数寿命标准差为0.1521.经计算燃烧室机匣后衬套焊缝部位母体的对数 寿命标准差的无偏估计量为0.1575,采用目前飞机燃气涡轮发动机通用规范(DEF STAN0O一971)的方法,研究确定燃烧室机匣低循环疲劳寿命散度系数,见表3. 表3燃烧室机匣寿命散度系数 试验件数量用于平均寿命用于最小寿命用于最大寿命 l5.3955.3955.395 24.5293.9l35.395 34.1923.3605.395 44.0033.0465.395 53.8782.8385.395 4技术寿命的确定 4.1计算预测技术寿命 用诺伯法预测的后衬套薄弱部位平均寿命低于弹塑性有限元结果.按《航空涡轮 发 动机强度设计试验指南))Bz183—94推荐的方法:分别采用储备系数5和可靠度取 97.72 %,对数寿命均方差取0.25两种方法确定三种机型燃烧室机匣的低循环疲劳寿命 预测 循环次数和飞行小时数(见表4). 44 表4低循环疲劳技术寿命的计算值 计算方法寿命 诺伯法预测值(次)9628 循环寿命(次)1926 飞行A1415 储备B1321小时数 系数5(h)C1211 循环寿命(次)3045 飞行A2237 K=2小时数B2088 S=0.25(h)i9i5 4.2试验确定技术寿命 2件燃烧室机匣低循环疲劳试验失效寿命经散度系数处理后,再按给定的后衬套 的 飞行换算率,计算得到某系列燃烧室机匣低循环疲劳技术寿命,见表5. 表5某系列燃烧室机匣低循环疲劳技术寿命 寿命类型平均寿命最小寿命最大寿命 标准循环次数(次)235422192427 A173016301783 飞行小时数 B161515221664 (h) C148113961526 5综合分析结论 (】)在载荷谱研究中采用按科目编制的压差载荷矩阵参数计算机匣损伤和寿命的 方法,减小了计算误差,筛选出最危险使用状态,确定的标准循环载荷真实地反映了燃 烧室机匣最大使用载荷状态. (2)通过实物构件和局部构件的疲劳试验,采用数理统计分析方法,推证得到了燃 烧室机匣薄弱部位的对数寿命标准差和平均,最小,最大寿命散度系数. (3)由表4数据显示,用不同方法计算确定的低循环疲劳技术寿命值是不同的,用 储备系数法确定的技术寿命最低为1926次循环,折合飞行小时数:A型机匣为1415h, B型机匣为1321h,,C型机匣为121lh. 得到燃烧室 (4)通过对全尺寸燃烧室机匣低循环疲劳试验结果进行散度系数处理,机匣置信度为95%,可靠度为99.87%的技术寿命是2219次循环(按标准循环数计算的 最小寿命),折合飞行小时技术寿命:A型机匣为1630h,B型机匣为1522h,C型机匣 为1396h. (5)补焊的燃烧室机匣疲劳试验表明,当焊缝发生裂纹后,可按现行修理规范进行 焊修,机匣焊修后的使用寿命与原结构相当. (6)该研究项目摸清了某系列发动机燃烧室机匣薄弱部位和失效模式,推进了寿 命研究和试验技术的发展,完善了定寿方法. 参考文献 [1]某系列发动机故障预防研究修理调研T作总结,贵州发动机殴计研究所,2000年 [2]孔瑞莲等,航空发动机可靠性T程,航空T业出版I:,1996年 f3]温俊举,喷气发动机壳体零件强度汁算,贵州发动机设计研究所,1981年 4]斯贝MK202发动机应标准(EGD_-3),田际航编辑部,1979年 45 [5]某系列发动机燃烧室外套定寿技术总结,贵州发动机设计研究所,2005年 [6]航空涡轮,涡扇发动机结构设计准则(研究)第四册机匣,中国航空工业总公司发动机系统工 程局,1997年 [7]疲劳可靠性,北京航空航天大学出版社高镇同,雄峻江着,2000年 [8]徐灏,疲劳强度设计,北京.机械工业出版社,2000年 [9]飞机燃气涡轮发动机通用规范(DEFSTANo0—.g71),航空航天工业部第三0一研究所,,1993年 46 [责任编辑:田锦华]