新疆机场（集团）有限责任公司乌鲁木齐国际机场分公司机务工程部 新疆 乌鲁木齐 830000
摘要：航空发动机是一个国家工业实力的重要体现，同时也是科学技术的结晶。做好航空发动机的加工制造对于提升一个国家的航空实力有着极为重要的意义。在航空发动机的制造过程中，叶片是航空发动机中极为重要的一环。因此，在实际使用过程中，航空发动机叶片的高循环疲劳失效必须减少到最大程度。分析了高循环疲劳失效的原因，阐述了降低高循环疲劳失效的方法，并阐述了需要研究的关键技术。
关键词：航空发动机叶片；高循环疲劳；失效
1前言
航空发动机叶片是航空发动机的“心脏”，其对应加工的精度和质量有着极高的要求。航空发动机的加工量占据航空发动机加工量的约3成左右，长期以来我国由于受加工设备、工艺等多方因素的影响致使航空发动机叶片的加工长期受阻严重影响了我国航空发动机的制造质量和制造效率。通过相关研究表明，在航空发动机叶片的加工过程中在0.025mm的轮廓精度时如将航空发动机叶片的表面粗糙度降低将能够使得航空发动机的效率得到提升。总体来说，在航空发动机的制造过程中，需要采取合理的措施来提升航空发动机叶片的型面加工精度和加工质量，从而使得航空发动机的使用效率得到提升并降低航空发动机的油耗。
2发动机叶片断裂高循环疲劳失效
新时期以来我国的航空事业进入了高速发展期，对于航空发动机的需求也在不断地增加。尤其是航空发动机所使用的基础材料的进步使得我国的航空发动机进入了一个新的阶段，航空发动机叶片所使用的材料逐渐地由钛合金、镍基高温合金逐渐向着金属基复合材料及陶瓷基复合材料等方面进行过渡。同时航空发动机叶片的扭角更大、厚度更薄从而对航空发动机叶片的轮廓加工精度和表面加工质量提出了更高的要求。
航空发动机结构完整性和可靠性的不足严重制约了发动机的发展目标和研发周期。在对我国航空发动机的研制过程中，科研人员的经验是最深刻的，相对于实现发动机性能是短的，也有一些有效的措施，并完成了许多结构和可靠性问题，尤其是叶片断裂故障影响质量和发动机设置设计周期。
造成叶片断裂的原因有很多。根据不同的标准和参数，疲劳断裂的两级失效模式如图1所示。
图1疲劳裂纹二级失效模式分类
据统计，在燃气涡轮发动机中，由高循环疲劳引起的事故约占总事故的25%。因此，最大限度地降低航空发动机叶片的高循环疲劳失效是最为现实和迫切的任务。研究，并消除或防止叶片高循环疲劳破坏从三个方面进行分析：第一个方面是激励和响应的分析、预测和改进的气动布局，调整结构参数，以避免在发动机工作范围的共振和颤振的风险；其次是振动控制措施的使用各种阻尼技术，减少和抑制的动力响应；第三方面是各种因素的分析和研究，如材料、冶金、制造、装配、表面完整性和环境以提高叶片的抗疲劳能力。
3激振力和响应分析
发动机的激励形式有周期激励、非周期激励和随机激励。对于叶片，最重要的是周期激励。叶轮机械叶片排程常受非定常流动的影响。通常，由于上游尾迹、流场畸变、支承板或吊架的势场以及高温热负荷，叶片会受到强迫振动。强迫振动响应有3种类型：同步响应（尾迹/位势流）、非同步响应（分离流和失速）和过渡态（喘振），其中同步响应总是存在的。此外，还有气激振动，即叶片颤振。
常规有效的分析方法是共振（坎贝尔图）分析。通过计算分析和实验，确定了单叶片或叶片圆盘（或叶环）的固有频率。一个单一的叶片，当非定常力的频率等于叶片的固有频率有共振条件；对耦合的叶盘，当固有频率的非定常力相等的耦合系统的频率与共振条件和激励力等于中径中径数字振动耦合系统的订单类型。同时对叶片材料进行了疲劳试验，确定了疲劳强度。在条件允许时，还应对平台叶片进行振动应力测试，确定叶片的共振频率、振动应力和发动机共振速度，以反映故障再现。规定了涡轮喷气发动机和涡扇发动机的结构设计标准：“在发动机工作范围内，叶片、阀瓣、定子结构不允许有害或破坏性振动共振。”。但关键是如何判断“有害”或“破坏性”。按照传统的方法，在发动机工作范围内避免叶片（一阶或二阶弯曲、一阶扭转）的低阶度显然是不合理的。事实上，某些叶片的高循环疲劳失效是由高阶弯扭复合疲劳失效引起的。
4阻尼减振技术
采取各种阻尼减振措施，减少和抑制叶片盘结构系统的动力响应，是减小叶片高周疲劳的重要手段之一。
叶片中的阻尼主要包括材料阻尼、气动阻尼和界面摩擦阻尼。
现代航空发动机叶片常用材料（钛合金和镍基合金）的阻尼比很低，减薄叶片振动的影响很小。在IHPT等方案，提出了粘弹性约束膜阻尼系统（CLDs）技术可以应用于风扇/压气机叶片的叶片，可大大降低目标的激励模式下的动态应力水平，大大提高了先进的旋转部件的抗疲劳能力。在这方面，应进行探索性研究。
气动阻尼是由叶片振动与气流相互作用导出的。考虑了叶片马赫数、叶型、外倾角和相位角的流量及影响因素，提出了气动阻尼分析预测方法。采用不等间距、不同流角的静子叶栅气动阻尼技术可以有效地减少和抑制叶片的振动，研究其阻尼机理和设计技术。
相比之下，利用界面（节点）摩擦阻尼减振减振是一种经济有效的方法。通过人工增加叶片与车轮之间的接触面和界面之间的干摩擦，可以在振动中耗散能量，从而减少和抑制叶盘系统的振动。该方法不受温度限制，结构简单，阻尼效果明显，因而得到了广泛的应用。航空发动机叶片常用的摩擦阻尼结构包括叶栅结构、冠结构、翼板和叶片根部阻尼结构。摩擦阻尼结构的叶片，所要解决的关键问题是选择合理的阻尼材料和结构参数的准确确定摩擦阻尼参数（切线刚度和摩擦系数），优化设计和如何预测摩擦阻尼叶片的动态响应的影响，从而最大限度地叶片振动的控制。由于干摩擦过程中存在强非线性，因此很难研究这个问题。迄今为止，还没有一个完善的理论模型能够准确地描述这些问题。应该深入地从理论分析、数值仿真和试验研究几方面入手,研究其减振机理和设计技术。在研的某涡扇发动机带凸肩的第1级风扇叶片在工作转速范围内出现第8阶弯扭复合共振，该阶振型节点正好在凸肩处，因而大大削弱了凸肩的减振作用，致使叶片断裂。经深入的理论、计算分析和试验研究,在风扇伸根处设置了缘板阻尼器，通过整机台架试车多次对叶片振动应力进行测量，其应力水平较未装缘板阻尼器时大幅度降低,故障得以排除。
5结束语
叶片断裂故障中，高循环疲劳故障发生频次高，分析、排除故障的难度大，应花大气力从激振力和响应分析、振动控制技术以及提高叶片抗疲劳能力等多方面深入研究解决。
参考文献
[1]李硕.航空发动机叶片加工变形因素分析及控制[J].工艺技术，2017(09)
[2]李迪.空心风扇叶片高循环疲劳试验设计与验证[J].航空动力学报，2017(06)
[3]黄飞波.涡轮冷却器风扇叶片断裂分析[J].失效分析与预防，2017(04)
[4]左传鸿.风机叶片断裂分析[J].新技术应用与实践，2017(09)
论文作者:杨帆
论文发表刊物:《防护工程》2017年第29期
论文发表时间:2018/2/9
标签：叶片论文; 阻尼论文; 航空发动机论文; 疲劳论文; 发动机论文; 结构论文; 加工论文; 《防护工程》2017年第29期论文;