陈光/文
GE90发动机的风扇叶片,叶片高1.219米,叶根宽0.304米,如采用钛合金即使做成空心的,其作用于轮盘榫槽上的离心力将大得使轮盘承受不了,为此采用了复合材料,即用IM7中长碳纤维与增强的85517环氧树脂组成的称为“大力神”85517/IM7复合材料将叶身与根做成一体。为提高叶片抗大鸟的撞击,在叶片前缘及叶盆处用3MRAF191胶粘上钛合金薄片。
经过近十多年的使用考验,表明这种设计是合理的。因此,在 GE90最新衍生发展型上,也是世界上推力最大的发动机 GE90-115B中,虽然风扇叶片叶尖直径比原GE90大127毫米,但仍然采用了复合材料。
图14、 JETEC的 OMC整体带箍环前掠风扇环
在联合消耗性涡轮发动机概念验证机JETEC中,采用了带箍环的前掠风扇转子以提高效率、喘振裕度及抗畸变容限等。该转子风扇叶片前掠较大且带外箍环,用钛合金是难于制成的,且强度也满足不了要求;于是在风扇叶片的叶尖及叶根处,用有机基复合材料 OMC纤维缠绕成两个环,如图14所示。
通过试车,该风扇达到并超过设计目标,不仅能满足无人驾驶飞行器用短寿命发动机的要求,其技术也可转移到通用航空与民用涡轮风扇发动机上。
F119的风扇进口机匣原用钛合金铸造而成,后来改用复合材料制造。该进口机匣由一个轴承毂、多个翼型支柱、一个外支承环以及安装凸耳等组成,零件的各部分被模塑成一个整体。
图15 碳化硅基复合材料火焰筒
与钛机匣相比,该复合材料件重量减轻6.75千克。此外,整体的复合材料件成型成本明显低于钛组件制造成本,后者包括复杂的机加工及组装工序。全尺寸风扇进气机匣已通过了最坏载荷条件下的静态试验并用于发动机。
该件的加工采用了由道一联合技术复合材料产品公司开发的先进的树脂传递成型法(ARTM),该方法可模塑出光滑的风扇进口机匣的进气路表面,不须再机械加工即可满足最终尺寸要求。
用碳化硅纤维增强的碳化硅基复合材料制作的火焰筒,壁温在1480 ℃下仍能工作。图15示出了用这种复合材料做的火焰筒,用它做的燃烧室能满足IHPTET第Ⅲ阶段对燃烧室的要求。
图16、陶瓷基复合材料火焰筒
图16示出了用陶瓷基复合材料做的发汗式冷却火焰筒,它已在IHPTET 第 1 阶段的一台发动机中被验证。 在执行 IHPTET 计划时,涡轮中采用了一些复合材料来做导向器叶片与工作叶片等零件。
例如:用碳化硅纤维预成型的陶瓷基复合材料做的导向叶片验证了联合技术验证机 JTDE第Ⅲ 阶段的导向叶片叶身形状;用碳化硅纤维/碳化硅陶瓷基复合材料做涡轮后轴承机匣的支板;陶瓷基复合材料做的涡轮级间封严环将在JTDE 第Ⅱ阶段试验;涡轮间过渡机匣采用尼卡隆(nicalon)/SIC 纤维增强的陶瓷基复合材料后,可以减少主动冷却空气流量100%,减重大于50%。
图17示出了用于JETEC验证机所有非冷却的热端构件,其中,涡轮导向器与涡轮转子由碳/碳化硅制成,排气喷管由中空的碳 碳支板和内外流道的壳体焊接而成,试验表明该焊接组件可以承受大于3.34kN的轴向负荷,最高的工作温度可超过1650 ℃。
图17、JETEC非冷却热端部件
在 ATEGG和JTDE中采用了“铸冷”高、低压涡轮工作叶片。该叶片将在比IHPTET第Ⅱ阶段涡轮温度目标值高550 ℃的条件下进行验证。
高温合金铸件可利用铸造过程中快速冷却来阻止强化相析出,并可获得较细的晶粒,取得类似固熔处理的效果,而省去再一次加温进行固熔处理工序,且急冷亦可减少局部疏松的倾向。这一铸造快速冷却改善铸造冶金性能的过程称为“铸冷”。
用“铸冷”做的涡轮导向叶片两片组件已在部件和发动机结构评估研究计划 CAESAR验证机上通过了加速任务试车的耐久性试验。
图18、两种材料焊接的涡轮转子
图18是IHPTET计划中发展的一种用两种材料焊接而成的涡轮转子。 由 NF3制的轮盘在轮缘处开有许多三角形的槽,以减少轮盘的惯性矩;由CMSX4做的工作叶片焊到轮盘轮缘上,因此称它为低惯量与双结构涡轮转子。对轮缘处合金进行细化处理后,预计该转子可以在815 ℃温度下工作。
焊接转子结构也用于离心式压气机叶轮上,在IHPTET中,有一件由正交相变的超级 ALPHA2(Ti3Al)锻件与γ钛铝合金焊接在一起,形成了一个新颖的双合金离心式压气机叶轮。
在涡轮中,由两个零件焊接成的中空双辐板涡轮盘如图19所示,不仅减轻了重量,而且提高了AN2值。
图19、焊接的双辐板涡轮盘
F119的涡轮盘采用了双重的热处理以适应外缘与轮心的不同要求,即外缘采用了提高损伤容限能力的处理,以适应榫槽可能出现的微裂纹;轮心部分则采用提高强度的热处理。
钛金属基复合材料的低压涡轮轴JTDE 验证机的低压涡轮轴是用钛金属基复合材料(MMC)做的,如图20所示。与用IN- CO 做的低压涡轮轴相比,该轴不仅重量轻30%,刚度还大40%。
图20、钛金属基复合材料低压涡轮轴
用陶瓷材料作滚动轴承的滚子是解决今后轴承工作温度高的好措施,图21所示的钢(T15)环、陶瓷滚珠与碳/碳保持架的滚珠轴承已在气相润滑、499 ℃、40000r/min和44daN 条件下进行了试验。图22所示的氮化硅滚珠与无保持架的止推轴承,已成功地经受了10h以上的工作循环,转速最大达到了47000r/min,仅使用燃油油雾作为润滑剂与冷却剂。
图21、钢环、陶瓷滚珠、碳/碳保持架的滚珠轴承
图22、氮化硅滚珠、无保持架的止推轴承
图23所示的是罗·罗公司为某军用验证机用碳纤维加强复合材料制造的前轴承座,它能在200℃以上的温度下工作,与铸钛轴承座相比,重量与成本均有明显的降低。
激光冲击强化 LSP(LaserShockPeening)处理是一种对材料或零件表面进行强化的技术,利用激光冲击在材料或零件表面上产生压缩残余应力,其压缩残余应力层厚约1毫米,比常规喷丸处理层厚(0.25毫米)大4倍,因而其压缩残余应力比常规的大4倍。
采用这种强化处理后,零件的使用寿命可加长,并可防止表面裂纹。在IHPTET计划中,曾用它对风扇叶片进行处理;GE公司在排故中还用它对使用过的F101、F110GE 100和 F110 GE 129的第1级风扇叶片进行强化,防止叶片裂纹;F119风扇第1级叶片也采用了这种强化措施。
图23 RR公司的复合材料前轴承座
用于B787的 GEnx发动机中,风扇机匣采用了复合材料,这是第一种将复合材料用于大型结构的发动机。
航空发动机结构设计的难点与展望
航空发动机结构设计是一项综合性很强且要紧密结合实际的工作,特别在科学技术突飞猛进发展的当今,航空发动机已发展到相当高的水平,要在结构设计上取得较大突破确实是非常艰难的。
因为在结构设计中,一般要综合考虑气动、性能、传热、材料、工艺、强度、振动、装配、使用、维修、寿命与成本等诸方面的问题。另外,还要考虑实际制造与使用的具体条件,并结合国内外发动机的研制与使用经验,进行权衡,才能得到较好与较适用的设计。
这就需要从事结构设计的技术人员有广博的航空发动机各有关领域的专业知识,有较强的理论联系实际的能力,对发动机的生产、试车与外场使用情况有较全面的了解,并随时关心、掌握国内外其他发动机研制与使用的动态,及时吸收人家的经验与教训,才能设计出能满足新型发动机要求的结构。
根据未来飞机的要求及用于发动机的各种技术的发展,在今后10~15年,应具有发展推重比为25~30,耗油率比F119低20%~30%,开发、生产与维修成本比 F119各低50%的先进发动机的技术。图24示出了一种设想中的用于未来战斗机的高推重比发动机示意图。
在该发动机中将采用先进的气动设计,使压缩系统级数少而总压比高;广泛采用金属基、有机基或陶瓷基复合材料及超级合金,超级冷却技术等,使涡轮前燃气温度达到很高的水平;整体叶盘的风扇与整体叶环的高压压气机,反向转动的高、低压涡轮,完善的间隙控制等,使发动机具有高的推重比与低的耗油率。显然,这个设想中的发动机将具有许多以前不敢想象的且融入新技术大成的新颖结构。
图24、设想中的未来发动机示意图
注:本文中引用的 ATEGG、JTDE、JTAGG、JETEC及 CAESAR均为美国在实施IHPTET 计划时,用于验证所开发的技术是否合适的验证机或计划。
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