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1、1航空发动机涡轮叶片综述摘 要：涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一，是高温、高 负荷、 结构复杂的典型热端构件。为了提高涡轮叶片的质量、寿命、耐 热性等综合性能，在涡轮叶片设计时常采用比强度高的新材料，采用先进复杂的冷却结构及工艺等措施来实现；在涡轮叶片加工时利用 MasterCAM 软件进行辅助加工；在进行涡轮叶片维护时要采用多项先进修理技术。关键词：涡轮叶片 工作原理 耐热性能 加工工艺 先进修理技术一、 前 言在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。因而，生
2、产出符合要求的先进涡轮叶片，提高发动机的整体性能具有重要意义。二、 涡轮叶片的工作原理1.涡轮叶片为什么一定要扭在流道中，由于在不同的半径上，圆周速度是不同的，因此在不同的半径基元级中，气流的攻角相差极大，在叶尖、由于圆周速度最大，造成很大的正攻角，结果使叶型叶背产生严重的气流分离；在叶根，由于圆周速度最小，造成很大的负攻角，结果使叶型的叶盆产生严重的气流分离。因此，对于直叶片来说。除了最近中径处的一部分还能工作之外，其余部分都会产生严重的气流分离，也就是说，用直叶片工作的压气机或涡轮，其效率极其低劣的，甚至会达到根本无法运转的地步。2.涡轮叶片的工作原理燃气通过涡轮基元级膨胀作功，燃气的总温
3、和总压都降低。 气流相对于涡轮静子(导向器)的运动速度称为绝对速度，以 c 表示。气流相对于涡轮转子(工作轮)的运动速度称为相对速度，以 w 表示。2涡轮工作时，燃气以速度 c0流向涡轮导向器，以速度 c1流出涡轮导向器(图 1)。气流经过导向器改变流动方向。导向器通道呈收敛形，气流在其中膨胀加速，气体静压 p、静温 T、静焓 h 相应降低。气流在导向器出口处的速度 c1接近声速，有时甚至略超过声速。速度 c1具有很大的切线方向分速度。由于涡轮的工作轮前缘以切线速度 u1运动着，因此气流相对于工作轮前缘 的运动速度为 w1。 图 1 燃气流经涡轮基元级时的速度变化气流以相对速度 w1进入涡轮工
4、作轮,以速度 w2流出工作轮尾缘，由于工作轮尾缘以切线速度 u2运动着，因此气流的绝对速度为 c2。涡轮导向器出口尾缘气流以相对速度 w1进入涡轮工作轮后，沿工作轮叶栅通道流动。工作轮叶栅通道也呈收敛形，气流在其中继续膨胀加速，气体静压 p、静温 T、静焓 h 进一步降低。同时 ，气流通过工作轮叶栅改变流动方向。由于涡轮工作轮叶栅是收敛通道，气流在其中减压加速，不易产生分离，因此与压气机工作轮叶栅相比，涡轮工作轮叶栅可以有大得多的气流转折角 ， 可以达到 90100。工作轮出口气流的相对速度 w2大于进口相对速度 w1，但是对于发动机的绝对坐标系来说，工作轮出口气流的绝对速度 c2却小于工作轮
5、进口绝对速度c1。从以上分析可以看出：气体在工作轮中得到的切线方向加速度是与工作轮运动方向相反的，因此可以断定是气体对工作轮作功。气流通过涡轮工作轮后不仅减少了动能 c2/2，而且静焓 h 也下降了。单位质量气体通过涡轮所作的膨胀功，可以分别从能量方程和动量方程推导得到。从能量方程推导膨胀功：3气体通过涡轮工作轮以后，动能和静焓都下降了。根据能量方程，在与外 界绝热的条件下，气体对外所作的功等于静焓降和动能降之和，或等于总焓降。（1）从气流在工作轮叶栅中作相对运动的角度看，气体静焓降是由于相对运动速度增加以及在旋转坐标系中气流所处半径变化而改变的能量，可用下式表示：将上式代入(1)式，可得(2
6、)以上就是从能量方程推导得到的膨胀功公式。从动量方程推导膨胀功：单位质量流量气体流经涡轮工作轮时，在工作轮上的作用力为 p。可以将作用力 P 分解为轴向分力 pa和切向分力 pu，如图 2 所示。图 2 气体作用在涡轮上的力工作轮相对于发动机只有旋转运动没有轴向运动，因此气体只有切向分力pu对涡轮工作轮作功，而轴向分力 pa不作功。在工作轮进口处，单位质量气体对工作轮转轴的动量矩为 c1ur1。在工作轮出口处，单位质量气体对工作轮转轴的动量矩为-c 2ur2。4出口处的动量矩为负值，因为气流在出口处的切线分速度的方向与进口处相反。单位质量气体流经工作轮所作的功为(3)公式(3)与(2)是分别从
7、动量方程和能量方程二个不同的角度推导出来的。与讨论压气机时一样，可以证明二者完全相等。这两个公式不仅可以用来计算气体对涡轮基元级所作的功，而且可以帮助分析如何进一步提高涡轮的功率。 但是在作涡轮实验时，并不是通过这两个公式来计算涡轮功，这是因为涡轮进出口气流的流速很难准确测量，而且流速沿叶高方向变化很大。因此在实验时往往用以下两种方法中的一种来测量涡轮功：通过测量涡轮轴的扭矩和转速来计算涡轮功；通过测量涡轮进出口气流的总温 T1*和 T2*，然后通过下列公式计算涡轮功：用上式计算涡轮功，无论涡轮工作效率高低，其结果总是正确的。 三、 提高涡轮叶片耐热性能的途径第一，强制冷却。发动机设计人员在涡
8、轮叶片上设计了很多细小的管道，高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，这就是“空心气冷叶片”。最早的涡扇发动机 英国罗罗公司的“康维”发动机就使用了空心气冷叶片。除了在燃烧室中使用的气膜冷却之外，在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。对流冷却就是在空心叶片中不停地有冷却气流流动，以带走叶片上的热量。空气冲击冷却（也叫气膜冷却）实际上是一种被加强的对流冷却，即用一股或多股高速冷却气流强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前
9、缘的孔隙中流出，被燃气带动在叶片的表面形成冷却气膜。但是开在叶片前缘的冷却气流孔隙会使叶片更加难以制造，而且这些孔隙还会导致应力集中，对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气膜冷却要比对流冷却的效果好的多，所以人们还是不惜代价地在叶片上采用气膜冷却。 从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学合理的冷却方法，可能要比开发更先进的耐高温合金更实际一些。因为采用空心冷却技术要比开5发新合金投资少、见效快。现在涡轮进口温度的提升其一半的功劳要归功于冷却技术的提高。由于采用冷却技术，目前各涡轮叶片实际所承受的温度要比涡轮进口温度低 200350 摄氏度，所以说叶片冷却技术对提高涡轮工作温度功不
10、可没。 第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片。一些先进航空发动机公司已经开始探索用耐热性能更好的陶瓷等材料制造涡轮叶片。可是如果没有深厚的科学基础作保证，高性能的涡轮材料研制也就无从谈起。当今有实力研制高性能涡轮的国家都把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和生产工艺当作最高机密，也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。 普通的碳钢在 800900时强度就大大降低了。但是在其中加入其它一些金属成分，尤其是镍、铬、钨等，制成耐热合金，耐高温水平就可以不断提高。我国在五十年代刚开始研制航空涡轮发动机时的耐热合金的最高水平是 800，在做了大量研究试验工作后提高到了 900。后来几十年，经过
11、大量试验、研究，差不多每年都能提高二三十度，现在大约是 12001300，相当于14731573K，加上耐热涂层、气动冷却和精密铸造的应用，我国先进航空涡轮发动机的涡轮前温度可以达到 18001900K,达到了世界先进水平。 第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。早在航空涡轮发动机诞生之初，人们就在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在 JT3D 涡扇发动机的涡轮叶片上，普惠公司就用渗透扩散法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条渗碳工艺有点类似。经过渗透扩散铝、硅的 JT3D 一级涡轮叶片其理论工作寿命高达 15
12、900 小时。精密铸造技术也是推动涡轮叶片技术进步的重要手段。比如说单晶体叶片，就是通过精铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体，避免了晶格缺陷，比之传统工艺的叶片，其高温强度提高 8 倍以上。技术难度稍低而性能与单晶叶片接近的是定向凝固叶片，“昆仑” 发动机上就采用了先进的复合气冷定向凝固无余量精铸涡轮叶片。该叶片要求一次成型合格，不需要再加工，而且要求厚度非常均匀。四、 涡轮叶片加工工艺1、概述飞机发动机的叶片大小不同，形状各异：从尺寸上看，大的叶片有2506010，小的只有 30105；从形状上看，带阻风台结构的稍复杂一些，需五轴联动铣削；不带阻风台的，用四轴加工即可。所有叶片都有一个特点：
13、薄，加工时易变形。叶片的毛坯均为合金铸件，加工工序比较复杂，从图纸到成品，一般都要经过 4060 个工序。目前，发动机叶片（叶背、叶盆）的加工，大多采用三轴6铣削，即在立式铣削中心（带旋转工作台）先铣叶背，然后转 180 ，再铣叶盆。进汽边、出汽边以及叶根，在后续的工序中再处理。这种铣削方法装卡次数多，加工效率低，并且加工后叶片变形大，叶片截面形状与原设计有较大误差。如果采用四轴联动铣削，一次装卡就可把叶背、叶盆、进出汽边以及叶根同时加工出来，并且加工后的叶片变形也很小。如果走刀路径设计的合理，加工后叶片表面的光洁度高，后续的辅助工序可以取消或减化，进汽边和出汽边也无需再处理。从整体来看，叶片
14、的加工质量和效率都会大为提高。四轴铣削叶片，理想的刀具路径如下：(1)四轴铣削叶背、叶盆时，刀具沿轴线螺旋走刀，从一端走到另一端；(2)再单独铣一次进、出汽边，刀具沿叶片轴线从一端铣到另一端，以保证进、出汽边的形状精度和表面光洁度；(3)铣削叶根的过渡面时，确保叶片两端的凸台不受损伤。2、叶背、叶盆铣削对于图 2.1 所示的叶片，可采用近似于螺旋的走刀路径。刀具相对于叶片绕轴线做旋转运动，同时间断地沿轴线作直线运动，如图 1 所示。采用这种走刀路径，叶片的变形小，质量可靠；叶背叶盆刀痕匀布，余量均匀，减少了后续打磨、抛光等工序的工作量，可明显地提高叶片的生产效率。并且，编制这种走刀路径，较编制
15、螺旋走刀路径容易得多。图 2.1 叶片走刀路径以下详细说明有关计算方法及参数的选择。7图 2.2 是叶片的俯视图。叶形的长边约 220.7mm，短边约 175.3mm，叶片高约 93.9mm。叶片两端均有台阶，台阶的侧面与叶形的交线跟轴线不垂直，左边夹角约 20，右边约 8.6。图 2.2 俯视图四轴联动铣削时，在右端和左端的走刀方向应同台阶的侧面基本平行，铣刀间断地沿轴线向叶片中部铣削时，走刀方向逐渐与轴线垂直，如图 2 所示。在最左侧，走刀方向与刀轴夹角 20角，铣削到 A1_A1 截面时，走刀方向与轴线垂直。铣到 B1-B1 截面后，走刀方向逐渐右斜。在最右端，走刀方向与右侧台阶的侧面方
16、向一致，即与轴线夹角 8.6。设相邻两刀具路径间的距离为 d，则从最左端到 A1-A1 截面的切削次数为N=27.3/d，取 d=1.5，则 N=18 刀，取 20 刀。相邻两刀的相对转角为：20/20=1。同样计算右端的刀数：14.5/1.5=9.6 取 10 刀。每刀转角：8.6/10=0.86。最大转角计算：切削平面旋转后，各刀具路径不应重叠，条件为：QmW/2d，Qm2d/W，如图 2.33 所示。W=93.9、d=1.5，得 Qm1.83。8图 2.3 刀具路径不重叠条件示意3、进、出汽边铣削进出汽边是由多个位于相互平行的平面上、直径为 0.650.68mm 的圆弧构成的直纹曲面。用直径 6 的铣刀铣削时，最好用侧刃铣。可把各圆弧分为 5等份，计算 6 条对应的等参曲线。然后，根据这 6 条曲线编制四轴程序，使刀具沿着 6 条曲线运动，且刀轴方向始终与曲面相切。4、MasterCAM 的
