有关机器构造的论文关于轮盘碎片的论文轮盘碎片撞击圆筒体的试验研究

有关机器构造的论文关于轮盘碎片的论文：轮盘碎片撞击圆筒体的试验研究摘要:为了避免轮盘破裂失效引起的非包容事件,有必要对圆筒体机匣壳体的包容性进行试验研究,了解机匣受撞击、变形和撕裂过程。在浙江大学高速旋转实验室的ZUST1型转子高速旋转试验台上进行轮盘碎片的包容性试验。试验前,在轮盘120°的3个对称位置切割预制裂纹,使轮盘在预定的转速下发生破裂;计算机自动监:轮盘碎片以相同的瞬时转速撞击不同厚度的包容筒体时,筒体发生非常明显地不同的破坏方式,对于薄壁筒体的失效方式有剪切、拉伸破坏和大量塑性变形,而厚壁筒体则以整体塑性变形为主。采用非线性有限元软件MSC.Dy-tran进行数值仿真计算,获得与试验基本一致的结果。这表明,非线性有限元法可以作为轮盘包容结构设计的一个有效工具。关键词:航空发动机;轮盘碎片;包容试验;数值仿真0引言航空发动机非包容性事故会导致机毁人亡的严重空难。现代航空发动机机匣包容性设计的要求是,确保叶片断裂或轮盘破裂事故发生时高速飞出的碎片能被阻隔在包容环结构内。尽管航空发动机研制水平近年来已有极大提高,但非包容事故依然时刻威胁着航空安全,而且有随着航空运输量增大而增加的趋势。一旦有像轮盘碎片那样高速高能的大碎片飞出,周围设备、结构和人员就会面临极大的威胁。除航空发动机外,燃气涡轮发动机组、核电厂使用的蒸汽透平机组和汽车涡轮增压器等也会发生类似的不安全事件。近些年来航空发动机涡轮盘非包容事件已经很少发生,但却仍不可避免。2006年6月美国洛杉矶国际机场,一架波音767客机在地面滑行时发生左侧发动机高压涡轮盘破裂事故[1]。因此,轮盘碎片的包容性问题有必要展开进一步的研究与讨论。目前,已有较多关于金属或复合材料机匣包容断裂叶片的研究[2-8],而关于轮盘碎片包容性的研究却非常有限。Hagg和Sankey[9]曾提出一种估算轮盘碎片撞击圆柱形筒体的方法。他们将轮盘撞击钢筒体时的破裂分为2个连续的过程,并详述了发生这2个过程的条件。鉴于这种方法使用了大量假设和近似条件,Stamper和Hale[10]采用显式非线性动力学有限元计算软件LS-DYNA对轮盘与圆筒体的撞击过程进行数值仿真。LI等[11]研究了轮盘碎片与多层平靶板撞击作用的过程,并分析了板间距对弹道极限速度的影响。工作状态下的轮盘通常破裂成较为均匀的3块或4块离心飞出,而其中3块破片最为常见。本文拟结合试验与数值仿真方法研究破裂成3块的轮盘碎片与圆柱形筒体的撞击作用过程。1试验设备与试验结果1·1试验设备试验在浙江大学高速旋转机械实验室的ZUST1型多功能转子超速旋转试验台上实施。该试验台为立式结构,由55kW的直流电机驱动,经齿轮箱增速,可在0~30000r/min之间实现无级调速,试验腔内可以抽真空以减少空气阻力引起的动力损耗。1·2撞击试验理想的试验件材料是选用与真实航空发动机涡轮盘和机匣一致的材料。为降低试验费用,此次试验轮盘和圆筒体材料均采用45#钢。数值仿真计算中使用的应变率相关的材料本构模型参数与文献[11]一致。试验之前,取轮盘及筒体同批材料的拉伸试样进行静态单轴拉伸试验,以确定试验件的材料强度在合理的范围内。为使得轮盘在预定转速下破裂成3块,试验前在轮盘上周向间隔120°角沿径向由外向内预割3条裂纹。试验时,圆筒体放置在试验腔底板上,内侧由3个小块沿径向顶紧,以防止升速过程中筒体发生移位。试验轮盘通过工装转接头与试验台主轴连接。调整圆筒体和轮盘的轴向位置,使高度方向的中间位置一致。在圆筒体内壁面粘贴直径0·3mm的漆包铜丝线圈,在轮盘碎片撞击圆筒体瞬间被切断后发出触发信号,试验台计算机自动监控系统记录下轮盘破裂瞬时的旋转速度。1·3轮盘破裂转速的计算试验前需对轮盘预制一定长度的裂纹,使得轮盘在预定的转速范围内发生破裂。在轮盘高速旋转过程中,引起其破裂的主要原因是离心力作用下的拉断,所以在估算轮盘破裂转速时,采用第一强度理论的断裂准则来进行预测,即:σ≥σb时发生破裂。角速度为ω时,1/3轮盘碎片受到的离心力F=∫Mω2rdm=2∫r2r1∫π30ρhrω2cosθrdθdr=33ρhω2(r32-r31)=Mω2Rc,(1)式中:M是1/3轮盘碎片的质量;Rc是质心半径。所以在此离心力作用下,轮盘裂纹处的拉伸力σ与Fd成正比,而且在轮盘上裂纹尖端处最大,即轮盘上裂纹尖端处为危险截面,其值σ=FdA=Fd(r2-r1-l)h=σb,(2)式中:A表示轮盘上切割裂纹半径方向未切割裂纹的截面积;Fd是轮盘未切割裂纹的截面受到的力,Fd=F/3,(3)将σ=σb代入以上各式,可得轮盘破裂时的角速度ωoff=3σb(r2-r1-l)ρ(r32-r31).(4)1·4试验结果利11605r/min,圆筒体不能包容轮盘碎片,被撕拉成3块尺寸相近的碎块。观察可见,薄壁圆筒体的破坏方式主要有剪切撕裂破坏、拉伸破坏和整体塑性变形,在此过程中吸收了轮盘碎片的初始动能。撞击作用过程中,轮盘表现出刚体特性,仅在旋转方向的初始撞击部位呈现出轻微的塑性变形,由于轮盘碎片塑性变形而吸收的初始动能几乎可以忽略不计。2#试验圆筒体壁厚为6mm,轮盘破裂转速为11523r/min,试验结果接近临界包容。由于试验中存在的不确定因素导致圆筒体的非对称破坏。轮盘碎片撞击圆筒体的3处初始位置,在圆筒体的内侧表面上存在与轮盘厚度一致的牙印凹坑,圆筒体的外侧面出现与轮盘厚度一致的剪切撕裂口。观察发现,初始撞击发生后圆筒体没有立即被撕开而失去包容能力,轮盘碎片继续沿着旋转方向运动,并与圆筒体连续作用,从而在圆筒体内表上留下与轮盘厚度一致的滑痕。3#试验中筒体壁厚为8mm,轮盘破裂转速为11531r/min,圆筒体完全包容了轮盘碎片,呈现出三角形椭圆。试验过程中,可以听到轮盘碎片与圆筒体长时间撞击作用的声音。由于碎片不能击穿圆筒体,带有较大初始动能的轮盘碎片沿着圆筒体内壁滑行,通过与圆筒体的摩擦和轮盘碎片之间的相互撞击损耗动能。2数值仿真2·1材料本构模型轮盘和圆筒体均为45#钢,本文选用Johnson-Cook材料模型。基于粘塑性理论的Johnson-Cook本构方程[12]能较好的模拟材料的硬化、应变率和温度软化效应,由于物理意义清晰而在工程中被广泛采用。其本构方程为σe=[A+B(εpe)n][1+Cln.ε*][1-T*m],(5)式中:σe为流动应力;εpe为等效塑性应变;.ε*为等效应变率;T*为无量纲温度;A,B,C,n和m为材料常数。相应的材料失效模型可采用Johnson-Cook累积损伤准则[13],定义损伤参数D=∫(1/εf)dεpe,(6)式中,破坏应变定义为εf=(D1+D2eD3σ*)(1+D4ln.ε*)(1+D5T*),(7)式中:σ*=p/σeff=-Rσ,p为压力,σeff为vonMises等效应力,Rσ为应力三轴度;D1,…,D5是通过材料性能试验测得的参数。定义初始时D=0,当D=1时材料断裂失效。2·2计算分析有限元计算模型,假设轮盘已经分离成具有相同初始角速度的独立碎块。筒体采用均匀网格划分,圆周和高度方向最小网格尺寸分别为0·995mm和1·0mm.轮盘碎片与筒体的接触方式采用单面腐蚀接触,并考虑摩擦的影响。材料JC模型参数采用陈刚等[14]测量得到的数据.总计算时间都是3ms,分成1000个时间步。这与试验结果一致性很好;壁厚4mm的圆筒体被轮盘碎片击穿、撕裂;壁厚8mm的圆筒体则将轮盘碎片完全包容在内部,筒体呈现椭三角形;壁厚6mm的圆筒体接近临界包容状态,因此仿真结果的包容与试验的非包容存在偏差。出现这种差异的可能原因为,一是仿真计算所用材料模型及损伤模型参数与材料真实参数存在偏差,二是试验的随机性因素,3个轮盘碎块破裂飞出的时刻存在前后差。给出壁厚4mm的圆筒体受撞击变形、破坏的过程。t=0·48ms时刻轮盘碎片刚开始撞击筒体;t=0·81ms时刻筒体已经发生较大的塑性变形,且筒体内侧高度中间处有很明显的高度与轮盘厚度一致的牙印凹痕,筒体外表面出现拉伸裂纹;随着轮盘碎片的继续作用,t=1·05ms时刻筒体上撕裂口沿着轮盘碎片作用的边界线扩展。可见,筒体的破坏方式依次是整体弹塑性弯曲变形、局部剪切破坏和拉伸破坏,这与试验观察到的结果基本一致。3结论通过3次轮盘碎片与不同壁厚圆筒体的撞击试验,结合数值仿真,本文得出以下结论:1)在轮盘碎片的撞击作用下,不同壁厚的圆筒体呈现明显不同的破坏方式。薄壁圆筒体不能包容轮盘碎片,其失效方式主要有局部剪切、拉伸破坏和整体弹塑性变形;厚壁圆筒体能包容轮盘碎片,其失效方式主要为整体的弹塑性变形。2)数值仿真结果与试验结果基本一致,证明本文所采用的数值仿真计算方法能较好地预测轮盘碎片撞击圆筒体的包容试验结果。参考文献(References)[1]AviationSafetyNetwork,2006.AircraftaccidentBoeing767-223ERN330AALosAngelesInternationalAirport[EB/OL].[2008-02-17]AviationSafetyNetwork.http:∥aviation-safety.net/database/record.php?id=20060602-0.[2]宣海军,洪伟荣,吴荣仁.航空发动机涡轮叶片包容试验及数值仿真[J].航空动力学报,2005,20(5):762-767.XUANHai-jun,HONGWei-rong,WURong-ren.Aero-enginetur-binebladecontainmenttestsandnumericalsimulation[J].JournalofAerospacePower,2005,20(5):762-767.(inChinese)[3]张伯熹,宣海军,吴荣仁.航空发动机涡轮叶片包容模拟试验研究[J].机械工程师,2006,(10):114-116.ZHANGBo-xi,XUANHai-jun,WURong-ren.Researchonaero-engineturbinebladecontainmentexperiment[J].MechanicalEngi-neer,2006,(10):114-116.(inChinese)[4]XuanHJ,WuRR.Aeroengineturbinebladecontainmenttestsus-inghigh-speedrotorspintestingfacility[J].AerospaceScienceandTechnology,2006,(10):501-508.[5]SarkarS,AtluriSN.Effectsofmultiplebladeinteractiononthecontainmentofbladefragmentsduringarotorfailure[J].FiniteEle-mentsinAnalysisandDesign,1996,23:211-223.[6]ShmotinYN,GabovDV,RyabovAA,etal.Numericalanalysisofaircraftenginefanblade-out[C]∥42ndAIAA/ASME/SAE/ASEEJointPropulsionConference&Exhibit.Sacramento,California:A-IAA,2006.[7]NaikD,SankaranS,MobasherB,etal.Developmentofreliablemodelingmethodologiesforfanbladeoutcontainmentanalysis,partⅠ:experimentalstudies[J].InternationalJournalofImpactEngi-neering,2009,36:1-11.[8]StahleckerZ,MobasherB,RajanSD,PereiraJM.Developmentofreliable