通常风扇叶片榫根均做成直线形,以便在轮盘上用拉刀拉削出榫槽。由于叶片截面形状的轮廓线呈弧形,叶根平台为了将叶身下部截面全部包容,只得做成宽度较大的平行四边形,这时,轮盘直径只能做得较大,才能容纳下所有叶片。
如果将叶根平台做成与叶根截面形状基本一致,即其轮廓线也呈弧形,平台的最大宽度处就较窄,如要装同样数目的叶片,轮盘直径可以小些,也即降低了轮毂比,在同样的空气流量下,发动机进口直径可以小,显然能带来较多的好处。
叶片根部平台做成弧形,同时考虑到叶片能方便地装进轮盘,叶片的榫根只能做成圆弧形,如图3所示。显然采用这种结构后,叶片的榫根与轮盘上的榫槽加工都较难。这种圆弧形榫根已在罗· 罗公司的 RB211 535E4、遄达系列以及CFM56 7等发动机上采用。
图3 带圆弧形榫根的宽弦风扇叶片
2.4 整体叶盘
在风扇与压气机中,将叶片与轮盘做成一体的结构称整体叶盘(blisk)。 由于取消了榫根,轮盘的轮缘可做得很短(见图4),因此整体叶盘的重量小(罗·罗公司研究表明,重量可减少50%);另外,还可消除气流在榫根与榫槽间缝隙中流动所带来的损失与微动磨损,还使发动机零件数大减等。
因此,不仅在新研制的发动机中,例如在 F119(3级风扇与6级高压压气机全采用)、F414(2、3级风扇,前3级高压压气机)中采用,而且在发动机改进衍生中也用整体叶盘取代常规结构以提高发动机性能或寿命。
例如 F110 GE 129改型为F110GE 129R时,即将3级风扇全改成宽弦叶片、整体叶盘结构,由于风扇效率与空气流量提高,使发动机推力可增加5.9%;如维持原推力,则热端部件寿命由4000TAC循环提高到6000TAC循环。
图4、常规结构与整体叶盘和整体叶环的比较
F100做了同样的改进衍生。在实施IHPTET计划中,JTDE(联合技术验证机)的前掠宽弦风扇也采用了整体叶盘结构。
图5示出了用于美国F35联合攻击机(JSF)的升力风扇。它也做成整体叶盘结构,这可能是当今最大的整体叶盘,它的毛坯重840kg,加工完后成品件重97.6千克。
图5 当前最大的风扇叶片艾利逊试验JSF的风扇
20世纪90年代末期,整体叶盘也被新型大推力民用发动机所采用。 例如,用于“空中巨无霸”A380(2006年中投入使用)的遄达900发动机中, 8级中压压气机、6级高压压气机全部采用了整体叶盘。
整体叶盘的加工方法有:在5坐标数控铣床上铣出,将叶片用电子束焊或线性摩擦焊焊到轮盘上,用电化学加工(ECM)方法加工出。EJ200的整体叶盘原来采用电子束焊焊接,后改用线性摩擦焊。线性摩擦焊还用于F119中,F414采用ECM 加工。
为避免在整体叶盘中1片或几片叶片损坏后将整件报废的事件,必须发展对整体叶盘损坏叶片的修理技术。GE 公司发展了特殊的修理技术后才在 F414中使用了5个整体叶盘;在 IHPTET 实施中,利用激光曲线焊接 LaserTwistWeld方法对整体叶盘进行修复。
详见《整体叶盘在国外发动机中的应用分析》一文。
图6、钛基复合材料整体叶环
整体叶环
如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉,就成为整体叶环(bling),如图4(c)所示,这时该件的重量将进一步降低。在整体叶环中,由于缺少了承受负荷的轮盘,环承受不了叶片的离心负荷,为此,只能用比密度较小的复合材料来做。用复合材料做的整体叶环重量约为常规结构重量的30%。
目前,复合材料做的整体叶环尚未用于发动机中,还处于试验阶段。图6所示为罗·罗公司为直升机用涡轮轴发动机研制的用钛基复合材料做的整体叶环。我国与印度开展的国际合作研究项目中,有一带环箍的单级风扇试验研究。该风扇的设计参数为:
增压比为3.0,叶尖切向速度为470m/s,有17片叶片,外径为0.4m,采用了带外箍环的整体叶环结构,成为在两个圆环中装有17片叶片的结构。这只能用复合材料来做,由印度负责加工该试验件。但因技术难度大,印度终未做出可供试验的零件。
图7、用4个整体叶环焊接成
在用于波音777 300ER(2004年5月投入使用)的 GE90 115B发动机中,4级增压压气机采用了鼓式转子,这是高涵道比涡扇发动机中普遍的设计。但是由于GE90115B增压压气机转速低,直径小,叶片的离心负荷小,因而将四级叶片全部与鼓环做成一体,形成了焊接在一起的4个整体叶环结构,如图7所示。这可能是金属材料整体叶环结构在发动机中得到实际应用的首例。
大小叶片混装的前掠风扇
在风扇转子中,将每两片前掠宽弦风扇叶片间夹1小的窄叶片,形成大小叶片间隔混装的转子,如图 8所示。该转子已在压气机部件试验台进行了试 验。
图8大小叶片混装的前掠风扇
用该项技术可使单级风扇达到 F100 PW200的3级风扇的压比与高的效率。该转子将作为中小型涡桨/涡轴发动机类的联合涡轮先进燃气发生器(JTAGG)第3阶段的低压压气机使用。
刷式封严装置(刷封)
在IHPTET计划的第2阶段中列入有刷封的研究项目;实际上,在 V2500(1989年5月投入使用)上已采用了刷封,提前达到了研制目标。
试验研究表明,在高压压气机后卸荷腔封严处用刷封取代常规的篦齿封严装置后,发动机的推力可增大2%左右,耗油率可降低2%左右。
1995年投入使用的PW4084发动机(用于波音777)中,在高压涡轮进口处工作叶片叶根处采用了刷封。这是刷封在高温、高切向速度下的第1次应用,扩大了刷封的使用范围。
用于波音777的 GE90发动机在低压涡轮后采用了4套刷式封严件。
图9、高压压气机中与工作叶片对应的
在执行IHPTET计划时,已在 NASA的试验器上进行了595 ℃下50h的刷封试验,试验后试件良好。另外IHPTET还将刷封应用到压气机叶尖间隙处,即在与工作叶片对应的机匣内安装刷封以与工作叶片叶尖接触,形成接触式封严,不仅减少了漏气损失,而且能保持性能。据称在叶尖间隙处采用刷封后,可使压气机效率提高2%,喘振裕度提高5%。
图9示出了这种结构。 该装置将在美国空军的压气机研究中心(CRF)和压气机气动研究实验室(CARL)中进行试验。
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