0 引言
涡轮盘工作在高温、高负荷、高转速的环境下,是火箭发动机的核心部件之一。涡轮盘的强度与振动引发的故障是影响发动机正常飞行的重要因素。因此,分析部分进气涡轮盘的强度和振动,对保障火箭发动机的平稳运行具有重要意义。
涡轮盘的强度和振动需要考虑多种载荷的复合影响。涡轮盘工作时的运行环境为高温、高压、高转速和高负载[1],温度载荷会显著改变涡轮盘的静应力水平[2-3],离心刚化效应会影响涡轮盘的模态频率特性。在多载荷耦合情况下进行涡轮盘强度和振动分析,针对强度或振动裕度不足的涡轮盘,采用对应方案进行改型设计,是涡轮盘设计的主要手段[4-7]。国内外研究者在涡轮盘的模态特性和振动安全性的研究方面进行了一定研究,杜大华等考虑了温度场、应力场及其耦合效应等多因素影响,计算了某火箭发动机主涡轮盘的模态,并进行实验测量验证了结果的有效性[8]。任众等采用气热固耦合的有限元方法,进行了某发动机的第一级涡轮盘的静强度分析,并提出了增厚轮盘厚度、根部局部加厚的方式进行结构改进,结果表明中心孔应力水平明显降低,共振避开率也明显提升[9]。何泽夏等针对某火箭发动机的试车故障,通过计算静态应力分布发现了结构圆角处的应力集中,指出了结构在耦合振动时发生低周、大应力疲劳破坏的风险[10]。张尧等同时考虑部分进汽、转子偏心及叶顶围带作用,进行了气流激振力下的叶片振动计算[11]。秦专等针对围带结构,研究了末级长叶片整圈阻尼围带的接触力,对不同结构、不同磨损状态的长叶片围带接触紧力进行了定量分析[12]。
对于采用部分进气设计的火箭发动机涡轮盘,必须考虑部分进气产生的气流激振力特殊性。部分进气时气流激振力的性质区别于全周进气,呈现出明显的周期激励的特性,激振力的幅值远大于全周进气,激振频率更复杂。当小进气度涡轮盘运行在高转速时,气流激振力还会引发涡轮盘在转速频率高倍频处的共振。针对部分进气的影响,Wang采用三维计算流体力学方法,考虑从0.05到0.9不等的部分进气度,研究了部分进气涡轮流动损失的机理[13]; Fridh等采用实验测量的方式,研究了部分进气涡轮盘叶片的气流力并分析了涡轮盘的谐响应[14-15]; 孙旺等研究了汽轮机调节级在不同进气方式下的流场特性及叶片振动特性,结果表明部分进气时,其动叶受到的轴向力最大脉动幅值在6倍轴频处[16]。Hushmandi等分别计算了全周进气和部分进气的汽轮机涡轮盘,表明部分进气模式下叶片所受气流力的幅值大于全周进气模式[17-18]。由于部分进气窗口的存在,叶片在进入和离开进气窗口时,受叶片内弧面及背弧面几何形状的影响,载荷曲线会出现一定幅度的突尖,称为Kick效应。谷伟伟等针对某汽轮机调节级叶片,考虑Kick效应研究了不同阀序工况下调节级叶片的动应力[19]。曹守洪等考虑Kick效应研究了某调节级动叶的振动响应,并预估了疲劳寿命[20]。可见,在进行部分进气涡轮盘安全性校核时,必须明确部分进气对涡轮盘强度及振动特性的影响。Kan等研究了不同冲击系数下部分进气叶盘的位移响应,发现由部分进气引起的3个高倍频处的谐波振动是叶盘振动出现拍频的主要原因[21]。
本文对某型液体火箭发动机部分进气涡轮盘在试车过程中出现的叶型底部裂纹故障问题进行了分析,并提出了改型设计的方案。首先,采用三维弹塑性有限元法,对多种载荷耦合下涡轮盘静强度及振动进行了计算; 然后,通过涡轮盘静强度、动态响应和动态应力等指标,指出了涡轮盘产生疲劳裂纹的原因; 最后,通过增加围带结构的方式对原涡轮盘进行了改型设计,显著降低了涡轮盘静应力及动弯应力,降低了出现裂纹的风险。本文计算方法和结果可为涡轮盘强度及振动设计提供参考。