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发动机相互作用包容影响

 论文栏目:力学工程发展研究论文     更新时间:2012-10-11 17:36:05   

本文作者:何 庆 宣海军 刘璐璐 陈光涛 单位:浙江大学工学部高速旋转机械实验室

受外物撞击损伤(FOD)、高周疲劳(HCF)和低周疲劳(LCF)等的影响,航空发动机不可避免地出现叶片断裂故障。高速高能的危险碎片穿透机匣飞出,会击伤飞机的机舱、油箱、液压管路和电器控制线路等,导致机舱失压、油箱泄漏起火、飞机操控失灵等二次破坏,严重危及飞行安全甚至导致机毁人亡的空难。尽管现代航空发动机研制水平已有极大提高,但非包容事故依然时刻威胁着航空安全,而且有随着航空运输量增大而增加的趋势[1]。因此,航空发动机机匣包容性研究具有十分重要的理论意义和工程应用价值。Sarkar和Atluri[2]结合模型试验和数值仿真研究完整叶片对包容过程的影响,认为这种相互作用导致机匣包容能力的降低。Carney等[3]建立包含风扇机匣、压气机和轴承的转子模型研究了叶片飞出后的包容过程。Kraus和Frischbier[4]研究了旋转叶片之间的相互作用和率相关材料力学性能对低压涡轮机匣包容强度的影响,发现叶片之间的相互作用导致机匣的包容能力增强。Knight等[5]的研究表明,必须采用非常精细的有限元网格才能得到与试验结果一致的发动机非包容性残片撞击薄板的破坏形式。Xuan和Wu[6]的研究表明,叶片包容过程中机匣上存在两个主要撞击区域,第二个撞击区域破坏性更严重。Cosme等[7]、Shmotin等[8]、Sinha等[9]和Jain[10]研究了航空发动机叶片包容问题的有限元建模方法和断叶被包容情况下的结构动响应。这些学者在进行航空发动机机匣/叶片包容过程的研究中均认为完整叶片的影响不可忽略,但绝大部分人都没有对其进行具体的研究。本文拟结合在浙江大学ZUST1型高速旋转试验台上完成的真实航空发动机风扇机匣/叶片的包容性试验,采用有限元数值仿真方法,分析某型发动机一级风扇机匣/叶片包容机理和完整叶片对包容过程的影响。

1试验结果

试验采取三叶片并排安装,中间叶片根部预制裂纹,而两侧叶片为完整叶片。叶片在加速至8591r/min时断裂飞出撞击外侧安装的机匣。试验过程中采用高速相机拍摄叶片与机匣的撞击变形过程,采用超动态应变仪采集机匣外壁的冲击振动响应。试验后破坏的机匣和叶片如图1所示,可见此机匣是非包容的。机匣撞击部位被完全击穿,然后沿着加强筋被撕裂成带状。叶片呈现整体较大的弯曲,边缘出现较多裂口。机匣失效模式为拉伸和撕裂,叶片的变形模式为挤压和弯曲。

2数值仿真

航空发动机机匣对叶片的包容性过程属于亚弹速范围的薄靶板结构撞击动力学范畴,涉及各部件之间的接触碰撞、材料的大变形和粘塑性,过程机理非常复杂。为对包容性过程进行准确的数值模拟,必须采用合理的材料模型、有限元网格模型和接触算法[11]。根据Dey等[12]和Teng等[13]的研究结果,Johnson-Cook(J-C)本构模型和失效准则最适用于薄靶板受弹体的撞击问题。对有限元网格模型的要求是,应变梯度极大处特别是材料失效处需采用非常精细的网格[5,9],细网格到粗网格之间应采用渐变式过渡,相邻单元网格尺寸的变化应小于10%;体单元的长宽高尺寸最好接近1∶1∶1[11],同时要保证薄靶板结构厚度方向至少有3层网格单元[5,9]。Reid[14]研究指出接触算法的选择必须使互相接触的物体之间不能有虚假穿透。

2.1材料模型本文将使用LS-DYNA为数值仿真工具,采用J-C本构模型和失效准则描述TC4材料的应变硬化、应变率和温度软化效应,以及在不同应力三轴度、应变率和温度情况下的抗破坏能力。J-C本构模型和失效准则分别如式(1)、式(2):(1)~式(3)各参数意义可参见文献[15]。TC4材料的基本物性参数、J-C本构模型和失效准则的参数如表1所列。

2.2有限元模型不考虑轮盘涡动对包容过程的影响,可以以一个无质量的刚性薄环替代轮盘,并设定其只能绕质心旋转。所有部件均采用8节点六面体单元进行网格划分,整个模型约145万个节点,103万个单元,如图2所示。设置机匣1/4周向长度区域为叶片撞击区,对此区域进行精细网格划分,网格尺寸为0.83mm×0.83mm×0.83mm,机匣厚度方向包含3层网格单元。飞断叶片头部网格尺寸为0.7mm(厚度方向)×1.0mm(弦宽方向)×0.9mm(长度方向),根部网格尺寸为1.5mm(厚度方向)×1.0mm(弦宽方向)×1.2mm(长度方向),网格划分细节如图3所示。为分析完整叶片对包容过程的影响,建立了包含和不包括完整叶片的两种有限元模型,在其他条件相同的情况下分别进行了数值仿真计算。根据试验安装条件,将机匣下安装边设为固支约束,设定叶片的初始角速度ω=899.6rad/s(8591r/min)。设定接触类型为单面侵蚀接触(ESS),将模型中所有的表面都当作接触面。为避免虚假穿透,设定接触刚度罚因子值为0.5。考虑撞击过程中的摩擦效应,设定摩擦系数值为0.15。设置求解时间长度为3ms,Jain[10]的研究结果表明,3ms对于计算航空发动机机匣/叶片包容过程已经足够。

3包容过程分析

计算结束时刻机匣和叶片破坏变形如图4所示,机匣对断叶非包容:包容区沿轴向被完全拉断并沿加强筋撕裂成带状。断叶承受复杂的弯曲挤压变形。数值仿真结果与图1的试验结果比较相似。撞击过程的高速摄影照片与数值仿真结果的比较如图5。旋转叶片之间的相互作用对包容过程的影响如图6~图7,图6和图7中“F”表示断叶所受作用力,“K”表示断叶动能,“I”表示断叶应变能,下标“with”表示考虑完整叶片的结果,“without”表示不考虑完整叶片的结果。图5清晰的展示了旋转叶片之间的相互影响以及机匣/叶片的撞击包容过程,图5中左边为高速摄影照片,右边为相同时刻的数值仿真结果。叶片断裂后离心飞出撞击机匣,在0.20ms时刻叶尖开始刮擦机匣内壁并擦出火花,如图5(a),刮擦过程持续到约0.51ms,此阶段被定义为第一次撞击。从图6~图7可以看出,在此撞击期间考虑与不考虑完整叶片得出的断叶所受作用力和能量变化历程无差异。0.51ms后,断叶以不断弯曲的头部撞击机匣,如图5(b),机匣上形成鼓包。随着撞击作用力水平的增长,鼓包越来越大,如图5(c),达到最大吸能状态后出现裂纹。裂纹迅速扩展导致鼓包在1.35ms时完全破裂,如图5(d)。同时机匣承载能力快速降低导致断叶所受作用力迅速降低,如图6。此阶段被定义为第二次撞击。第二次撞击期间,后方叶片逐渐靠近断叶,在0.75ms时刻以凸肩推动断叶,凸肩弯曲后,又以头部贴在断叶根部继续驱动断叶。与不考虑完整叶片的影响的结果相比,断叶动能水平明显提高,具有更强的破坏力。鼓包破裂后,机匣被撞击区域沿轴向拉断,断叶将机匣沿加强筋撕裂成带状并向外弯曲,如图5(e)~图5(f)。从机匣上鼓包完全破裂直至整个撞击过程结束,此阶段被定义为第三次撞击。随着鼓包的破裂和断叶的向外飞出,完整叶片与断叶之间的相互作用力减弱,在1.56ms时刻基本消失。研究表明,在其它条件相同的情况下,考虑旋转叶片的影响后,机匣的破坏更严重。但在机匣上的鼓包完全破裂之前,完整叶片与断叶之间的相互作用对机匣的应变能基本无影响,如图7,这也说明机匣通过鼓包吸收能量的能力是一定的。然而,具备不同动能水平的断叶对鼓包破裂后机匣的破坏能力是不一样的,动能水平更高对机匣造成更大范围的撕裂区域,导致机匣在第三次撞击期间通过撕裂吸收的能量更高。从机匣的吸能模式上看,第一次撞击期间通过刮擦吸收的应变能占其总吸收能量的比例仅为3%,第二次撞击通过鼓包吸收的比例为50%,第三次撞击通过撕裂和撕裂带的弯曲占的比例为47%,如图7。从机匣的吸能区域上看,刮擦影响的机匣包容区周向长度约为60mm,鼓包影响的周向长度约为300mm,而通过撕裂影响的周向长度约为450mm。可以看出,机匣在第二次撞击期间通过鼓包的吸能密度最高。研究认为,机匣对叶片成功包容与否取决于第二次撞击,如果撞击形成的鼓包不破裂,则包容成功;否则,包容失败。而其他旋转叶片对断叶的影响恰好主要集中于此阶段,提高断叶的动能水平,增加机匣的包容难度。

4结论

本文通过建立网格精细、材料本构和失效模型恰当、材料参数合理的有限元模型,结合试验和数值仿真给出某航空发动机风扇机匣/叶片的非包容性结果,两者吻合较好。借助数值仿真结果,详细分析了叶片之间的相互作用对机匣/叶片包容过程的影响。得出以下结论:(1)整个包容过程可以分成三次主要的撞击:第一次撞击为叶尖与机匣内壁刮擦,第二次撞击为机匣鼓包形成及鼓包破裂,第三次撞击为机匣沿加强筋的带状撕裂和向外弯曲。第二次撞击为影响包容结果的关键阶段,鼓包不破裂,则最终结果为包容;反之,为非包容。(2)飞断叶片前方的完整叶片对包容过程基本无影响,而后方的完整叶片对包容过程影响较大。完整叶片主要通过与断叶的撞击影响包容过程,完整叶片驱动断叶向前运动,不断提高断叶动能,使断叶的破坏能力更强,导致机匣的包容能力降低。


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