对涡轮盘材料的需求及展望.pdf

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1、 _ 0 辩涡轮盘壹 誊 黪 0 ：j 0 。_=流速 度下工作。涡轮转子 的工作能力 直接影响发动机 的基本性 能和 刚罪性。分 J反 明 阪 刖伪千 匕 需 求，展望 了涡轮盘材料 的发展趋势。关键词：燃气涡轮发动机，涡轮 盘 材料需求；展望 中圈分类号：V2 5 2 文献标识码：A Re qu i r e m e nt s a nd Fo r e c a s t o f Tu r b i ne Di s k M a t e r i a l s J I ANG He-f u (Ch i n a Ga s Tu r b i n e Es t a b l i s h me n t，Ch e n

2、 g d u 6 1 0 5 0 0)Ab s t r a c t：I n g a s t u r b i n e e n g i n e，t h e o p e r a t i o n a l c o n d i t i o n s a r e mo s t c r i t i c a l f o r t u r h i n e e s p e c i a l l y f o r t u r b i ne r o t 0 r whi c h m us t op e r a t e a t s i gn i f i c a n t l y hi g h t e mpe r a t ur epr

3、 e s s ur es Pe e d a nd t l 0 w v e l 0 c i t y Th e 0 p e r a t i o n a l c a p a b i l i t y o f t u r b i n e r o t o r h a s a d i r e c t e f f e c t o n e n g l n e p e r f o r ma n c e a n d s t a b i l i t yThi s p a pe r a na l y z e s r e q ui r e me nt s f or t ur bi ne di s k m a t e r

4、i a l s f r om e ng n e de s g n a nd f o r e c a s t s i t s de ve l o pm e nt Ke v wO r d s：g a s t u r bi ne e ng i ne；t ur bi n e d i s k；ma t e r i a l r e qu i r e m e nt；f or e c a s t 1 航 空燃气涡轮发 动机 的发展趋 势 军用航空燃气涡轮发动机，通常可以用其推重 比(推力 重量)综合地评定 发动机的水平。推重 比 的发展趋势见 图 1。提高推 重 比的主要(与本文 内 容相关的)技术途径见图

5、2。丑 栅 螺 蚴摊 雷 -民 机推重比 。一 ：五 。t 一 一，年代 图 1 推重 比的发展趋 势 收穑 日期：2 0 0 2 0 7 1 6 f修 回 日期：2 0 0 2-0 9 0 9 0 厂 涡 轮 前 温 度 口 茔 秦 温 度 口 厂 单 位 推 力 口 卜 一 部 件 效 率 口 I L相 应的增压比口 推 重 比 口 l 奇 釜 技 术 I，、叶 轮 机 级 数。一 L 觯 u 戤 优 化 一 图 2 提高推重 比的主要 技术途径 1 9 5 0 l 9 6 0 1 9 7 0 1 9 8 0 1 9 9 0 年代 图 3 涡轮前 温度逐年增加趋势 维普资讯 http:/

6、2 燃气涡轮试验 与研究2 0 0 2年第 1 5卷第 4期 涡轮前燃 气涡温度对发动机推重 比有最直接、最显著 的影响。军用航空燃气涡轮发动机 的涡轮前 温度不断提高(见 图 3)，并 已成为发动机划“代”时 最突出的判别依据之一。从表 1可以很清楚地看出 这一 点。表 1 各。代”发动机的 涡轮工作条件*表 中为典 型军用发动机数 据。民用发 动机 的压气机 出口温度更高 由于涡轮前温 度已超出当时叶片、轮盘材 料的 承受能力，对涡轮部件，特别 是高压涡轮，一般都要 采取冷却措施。冷却空气取 自压气机出 口。涡轮盘 在采取隔热和冷却措施后，其工作温度一般 等于或 略低于压气机 出口温度。在

7、设计时除了选用较高的 涡轮前温度之外，为 了获得高的单位推力 和低 的耗 油率，需要提高增压 比，为此引起压气机 出口空气温 度相应提高。这对于追求低耗油率 的民用发动机更 为突出。冷却空气温度过 高时，有些发动机先将 引 自压气机 出口的空气冷却降温后再用来冷却涡轮部 件，以求在同样的材料承温能力下选取较 高的涡轮 前燃气温度。在对涡 轮部 件冷却过程 中，伴 随着能 量损失，使发动机推力减小、耗油率增大，随着涡轮 前温度的提高，冷却空气用量也随之增加，能量损失 更大 因此，发动机设计 人员总是希望有承受 温度 更高的材料可供选用，以节省冷却空气用量，提高发 动机的循环效率。冷却技术 的改进

8、可 以缓解对材料 的高要求，但又往往需要有更高的制造技术的支持。推重 比 l 5 2 O的发动机关 键技术研究 已经 开 展，美 国的 I HP T ET(高性 能涡轮发动机综合技术)就是一个典型的研究计划。该计划从 1 9 8 8年起动，拟用十五年时间将发动机的推进能力提高一倍。在 该计划中，新材料 的研究 占有重 要地 位。关 于该 计 划 的情况，国内已有较多介绍，本文不再赘述。该计 划 中有关涡轮盘材料的研究方 向将在下面介绍。2对涡轮盘 材料的基本要 求 涡轮盘在高 温工作 环境下 承受 高 的轮缘载 荷(由涡轮叶片 的离心负荷引起)，且本身在高转 速下 旋转，工作条件 十分苛刻。提

9、高涡轮转 速可以减少 涡轮的级数，或提高涡轮效率，涡轮转速主要受涡轮 叶片和涡轮盘材料的强度水平 限制。涡轮盘 的轮缘 载荷大小可 以用表征涡轮叶片根部应力 的 A n 值来 衡量，其中 A为涡轮转子通道 面积 m，为涡轮转 速 r mi n。推重比 8以下的发动机通常 An 不超过 2 5，推重 比 l O发动机 中，An 已高达 3 O以上。这意 味着涡轮盘轮缘负荷将增大 2 O 以上。航空发动机的研制成本和生产成本都很高。因 此，既要求零件的材料和制造成本尽 量低，同时，为 了降低发动机全 寿命 成本，又要求发动机 有长的使 用寿命 国内规定军用发动机涡轮部件 的寿命 为不 小 于 2

10、o o o h，国外民用发动机 的涡轮部件寿命 长达 l O o o o h以上。因此，要求涡轮盘材料组织稳定，并 具有 良好的持 久和蠕变性能。为 了保证 飞行安全，维普资讯 http:/ 对 涡轮盘材料 的需求 及展望 3 在外场需对发动机进行定期检查和维护。为 了降低 维护成本，要求两 次检查 的间隔时问长、维修性好。当涡轮盘采用损伤容 限设计 时，要求材料有低 的裂 纹 扩展 速率。综上所述，对涡轮盘材料 的基本要求可归纳为：a 具有 高的允许使用温度，并在该 温度 下能 长期稳定的工作。b 具有 高 的 比强度，包括 高的持久 比强度。因为在 同样轮缘 载荷条 件下，涡轮 盘的强 度

11、储 备近 似地与 比强度 P成 正 比，或 者说 涡轮盘 的重 量近 似地与材料的 比强度成反 比。在发动机设计 中，比 强度是选材的重要依据。典型的涡轮盘材料 的性能 比较见表 2。表 中还给出了 Ti 6 0的数据。尽管它可 以在 6 0 0 C的 环 境 中工 作，但 是 其 比强 度 与 YZ GH4 1 9 6相 比，已 没 有 很 大 的 优 越 性，而 与 F GH9 5相 比，其性能则低得多。因此在 F l 1 9等发 动机 的压气机后面级采用 了粉末冶金材料而没有采 用高温钛合金。这样 选用材料，除 了增大粉末冶 金 材料用量，降低材料价格等 因素外，粉末冶金材料的 高 比强

12、度也是个重要原因。表 2中列 出 了 T i 2 一 N 系某 合金 的性 能，这 是一种 0相 Ti Al 金属 间化合 物，目前材料 尚未定 型，但具有用作涡轮盘的前景，特别是用于短寿命要 求的涡轮盘。表 2 涡轮盘典 型材料性 能比较 c 低裂纹扩展速率。这对发动机的可靠工作 和降低 维修 成本 有 重要 意义。F GH9 6与 F GH9 5 的屈服强度相当，甚至略低，但 F GH9 6裂纹扩展 速 率低。因此，F GH9 6(R e n e 8 8 DT)被作 为第 二代 粉 末冶金材料。从轮盘上 出现可检测到的裂纹扩展到 不安全裂纹长度的发动机工作时间将影响两次维修 间隔时间，因而

13、影响发动机的使用(维修)成本。d 高蠕变强度。轮盘的蠕变伸长直接影响涡 轮叶片叶尖径向间隙，间隙过 小可 能导致发 动机 故 障，轮盘的蠕变变形还可能影响维修过程 中的分解 和再装 配。在设计 中，有时为 了控 制全 寿命期 内轮 盘的总变形量，不得已而加大轮盘的横截 面积 以减 小轮盘应力，为此 而付出增加重量的代价。e 低 的材料成本和制造成本。这不仅包括 材 料成分，还包括冶炼工艺、成形工艺、切削性能、材料 的利用率等影响因素。需要材料研究者综合考虑。f 其他，如良好的疲劳性能、低的缺口敏感性等。除上述基本要求外，材料的其他性能，如 E、a、等也是发动机设计人员需要考虑的。例如弹性模量

14、E和线膨胀系数 a，由于涡轮盘的温度是很不均匀的，轮缘和轮心的温度差可达 2 0 0 4 0 0，在轮盘厚度方 向上的温差也可能达到近 1 0 0 。材料的 Ea 小，意味着由于温度不均匀 引起 的热应 力 比较小；E a 小也意味着随着发 动机转速(因而涡轮温度)的提 高，轮盘有较大的伸长变形。由于本文篇幅所限，不 再作深入的分析。这里 旨在说明，在发动机设计时，还需对具体的材料特点，采取 相应的结构措施扬长 避短。这些措施可 以包括采用优化 的冷却方式；恰 当地控制轮盘温差；恰当地搭配选用机匣材料等。3 涡轮 盘强 度设 计 的 发展 及 对 材 料性 能数 据的要求 随着发动机设计技术的

15、进 步，使得涡轮盘的强 度设计技术也有 了很大进步。从 早期，对轮盘 只能 进行一维、或二维的强度估算，发展到对轮盘进行有 限寿命设计。2 0世纪 8 O年代又引入 了损伤容限设 计，利用裂纹扩展 寿命期来 延长轮盘 的总寿命。这 维普资讯 http:/ 燃气 涡轮试 验 与研 究2 0 0 2年第 1 5卷第 4期 些强度设计技术 的发展，对材料研究部门提 出了更 明了这种需求情况。高的材料性能 以及材料数据需求。表 3中概要地说 表 3 涡轮盘强度设计技 术的发展 及所需 的材料数据 从 表 3中可见，4 O年来，涡轮盘的强度设计技 术有 了很大的进步，促使发动机的推重 比不断提高，寿命不

16、断增长。涡轮盘的材料选择是 十分复杂 的问 题，不仅要考虑强度、寿命要求，还要考虑与相邻 零 件 的匹配、协调；不仅要考虑 机械载荷，还要 考虑与 热分析技术的综合优化；不仅要考虑材料性能，还要 考虑机械加工工艺性；不仅要考虑减轻重量，还要考 虑经济性及综合成本，凡此等等。希望 材料研究人 员在研究初始就能综 合各类要求，而不是 只重视少 数几项性能指标。如果只拿到了少量性能数 据，就 希望在发动机上作验证、甚至推广应用，这 对设计人 员来说是极其为难 的事。要使一项新材料真正在发 动机中获得恰当地应用，则需要有大 量的材料数据 来支持结构和强度设计，这一点希望 能引起材料研 究人员、设计人员

17、、特别是领导的高度重视。4材料研究和设计 的结合 获得一个好材料不容易，把材料用好也不容易，材料研究 和工程设计密切结合是做好材料研究和工 程应用 的正确途径。国外大 的航空发动机公司都有 自己的材料研 究部 门，这种 结合相对 容 易解决 好。我 国不仅材料研究和发动机设计分别 由不同单位承 担，而且研究课题 的立项、经费支持、鉴 定验收也往 往 由不同主管部门来管理，因此，更应该强调材料研 究和工程设计 的结合，并 由有效 的管理法 规来保证 材料研究和工程应用 的结合。在美 国 I HP TE T计划 的部件 和发 动机结构评 估(C AE S AR)计划 中，他们所 采用的新材料研制途

18、 径和鉴定 验收过程，对我们极 有借鉴 的必要。图 4 概括 了材料研制 的途径和鉴定验收的过程。上述途 径有 以下特点：a 强调材料性能数据 的真实、可靠，要求在工 业生产条件下的毛坯上测取材料性能数据。这就保 证了所得数据与真实零件 中的材料性能十分接近。b 通过本构模型、失效模 式及强度设计准 则 的研究使材料研究与工程设计密切结合。C 强调在实 际工 作环境 中的验证，而且最 后 要落实到对失效模式和设计准则 的验证。只有在经 过充分验证之后，证 明材料切实可用，才能对材料进 行鉴定验收。这对 于新型材料 尤为必要，可 以防止 预料之外的故障发生。以上特点，正好是我 国材料研究和应用

19、中的薄 弱环节。因此常常出现一些 怪现 象，如零件 已在 发 动机 中运行了，还没有系统 的材料性能数据，又如零 件试验中很少将零件试 到破 坏，直到使用 中出了事 故才去了解失效模式，研究设计准则。希望材料研 维普资讯 http:/ 对 涡轮 盘材料的需求及 展望 究、发 动机 设计 的主管 部 门能认 真 研究 这个 问题。材料研究 T 工业生产条件下的 毛坯制各 材料性能数据 本构模型研究 零件失 效模式分析 及 强度设计准 则研究 零件设计、制造r-1验证机中考核验证 I 叫 零件的 破坏性试验 羹 嚣 l r _ -r 准 则 的 确 认 及 修 改 l 1 1 兰 星 竺 坚广 -

20、1 三 矍 丝 l 图 4 材料 研制途径 和鉴 定验收过程 对于新型可设计结构材料，如纤维增强材料(有 机或金属基)，材料、制造研究 人员 和设计人员之 间 的结合和沟通更是不可缺 少的。材料、制 造研究人 员应协助设计人员合理使用材料，充分发挥材料 的 优点，设计人员则应帮助他们合理 地确定研究 目标 和各项性能的恰 当折衷。双方共 同研究 本构关 系、分析失效模式和制定强度准则。5 涡轮 盘的几种可 能新结构及材 料发展 我国在涡轮盘的材料和结构设计研究上其基础 相当薄弱，目前水平与 国外差距很大。现根据 国外 报 导 的 几种 正在 研究 并 可能 应用 于发 动 机 的涡 轮 盘 结

21、构介绍给大家，以求共 同探讨。a 采用先进 的粉末金属超级合金，可以使 涡 轮盘的允许工作温度提高 5 5 左右，并显著地提高 了蠕变强度，涡轮盘结构见 图 5。其技术关键为：合 理设定双性能要求、双性能工艺、过渡段的影响及分 析 方法。图 5 粉末金属超 级合金涡轮盘 b 焊接低惯 量，双结构转 子。可 以将 C MS X 一4单晶叶片与 NF 3粉末盘相焊接，省去了榫头连 接，从而使重量大 幅度降低，涡轮盘结构见 图 6。其 技术关键为：焊接 工艺、单 晶叶片再结 晶问题、强度 结构及 叶片减振设计。图 6 焊结低 惯量 双结 构转子 俄罗斯有类似的研究，将 撤c 2 6 s c m 与

22、s a 7 4 1 H n 相焊接。C 多特 性涡轮盘。也是 一种焊接结 构(见 图 7)，使涡轮盘的不同部位具有适合该部位应力、温度 状态的材料性 能。其技术关键 为：确定分 区性能要 求、焊接工艺、强度、结构设计。图 7 多特 性涡轮盘 d 焊接的双辐板盘。在双辐板之间可 以通 冷 却空气，增 大盘 的散 热 面积，提 高 冷却 效 率(见 图 8)。而且当在双辐板之间装上特殊 的舌板时，可 以 根据不同的转速(工作环境温度)调节冷却空气的通 过量，提高发动机低转速(如巡航 状态)的循环效率。其技术关键为：焊接工艺、冷却设计、强度结构设计。图 8 焊接 双辐板盘 维普资讯 http:/ 燃

23、气 涡轮试 验与研究2 0 0 2年第 1 5卷第 4 期 e S i C C复合材料 制造涡 轮整体 叶盘。由于 使用 了轻质高 比强、高承温能力的材料，甚至可 以不 进行冷却，就可提高发动机 的推重 比，又可改善其循 环效率，而且成本也较低。涡轮盘结构见图 9。图 9 s i c c复合材料 涡轮整 体叶盘 估计这种材料和结构会在一次性使用 的小型发 动机(例如导弹用的涡扇发动机)上率先使用。其技 术 关键 为：抗 氧 化、成 型 工艺、结 构 设 计、性 能优 化、强度设计。f 带箍环的金属基复合材料或超合金盘。图 1 O所示为压气盘。但只要有合适的材料，这种 结构 形式应该同样适用于涡

24、轮盘。其特点是将 轮盘所承 受的离心载荷转化为沿强度和弹性模量更 高的纤维 方向的拉伸应力。其技术 关键为：耐高温、高、高 E的纤维、纤维与基体 的界 面行为、缠绕 工艺(或加 强箍与盘联接工艺)、结构设计、强度设计。图 1 o 带箍环 的金属基复合盘 6 结束语 航空燃气涡轮发动机的发展要求涡轮盘材料有 相应的发展，对 涡轮 盘材料 的要求越来越 高。要 研 制新结构 的涡轮盘，则要求材料及制造 工艺必须 有 相应的创新。由于一种新材料的研发往往需要十几 乃 至二十 多年 时间才能成熟，所 以需要 先于 发动 机 研发起动研究。研究 一种新材料不容 易，用好 一种 新材料也不容易，材料研究与

25、设计 研究 的早期结 合 与全程结合是十分重要 的。参考文 献：1 江和甫 涡扇发动机性能的发展趋势 A-1 9 8珠海航空 学术会 议航空动力 论文集 C 1 9 9 8 2 杨士杰，吕文林 航空涡喷、涡扇发动机结构设计准则(研 究报告)M 北京：中国航 空工业 总公 司发动 机系 统工 程局，1 9 9 7 3 I HP T E T，美国武装部队二十一世纪的推进装置 z 1 9 99 作 者简 介：江 和 甫(1 9 4 0)，男，研究 员，江 苏江 阴人。先 后 就职 于黎 明机械公 司、贵州航 空 发 动机研 究 所、中国燃 气 涡轮研 究 院。参 与过 多项 钛 合 金 材 料 的 工程 应 用研究。曾任 某 系 列 发 动 机 总 设 计师，中推 核 心 机 总 设 计 师。是国家 有 突 出 贡献 的 中青 年 专 家，全 国五 一劳动奖章 获得者。维普资讯 http:/