李　洋，佟文偉，欒　旭，張開闊（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子葉片裂紋分析

李洋，佟文偉，欒旭，張開闊
（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

對發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子葉片試驗件裂紋進行失效分析。通過對故障葉片進行外觀檢查、斷口分析、表面形貌檢查、截面金相檢查、材質(zhì)分析及斷口區(qū)域成分分析，并對葉片振動應(yīng)力分布進行計算，確定葉片裂紋性質(zhì)和產(chǎn)生原因。結(jié)果表明:故障壓氣機轉(zhuǎn)子葉片裂紋為高周疲勞性質(zhì)，導(dǎo)致葉片過早出現(xiàn)疲勞裂紋的主要原因是葉身表面振動應(yīng)力最大區(qū)域拋光、噴丸效果差，存在原始機械加工痕跡；最后提出避免葉身表面殘留原始機械加工痕跡的改進建議。

壓氣機轉(zhuǎn)子葉片；TA11；高周疲勞；表面完整性；發(fā)動機

0　引言

發(fā)動機葉片是發(fā)動機上的重要部件，工作環(huán)境惡劣，因此葉片出現(xiàn)裂紋失效的概率也相對較高［1-2］。目前在葉片失效案例中，機械疲勞導(dǎo)致失效所占的比重較大［3-4］，該類失效模式對發(fā)動機造成的危害很大。從發(fā)動機使用的安全性和可靠性考慮，發(fā)動機葉片在批量生產(chǎn)前，需要進行疲勞性能考核試驗，當(dāng)葉片在試驗過程中過早出現(xiàn)裂紋時，及時找出裂紋產(chǎn)生的原因，對葉片設(shè)計改進和今后安全使用有著非常重要的意義。

發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子葉片選用TA11鈦合金，采用模鍛制造。對葉片進行振動疲勞試驗時，短時間內(nèi)發(fā)現(xiàn)一片壓氣機轉(zhuǎn)子葉片試驗件在距離緣板2 mm的葉身處出現(xiàn)裂紋。針對這次裂紋故障，開展外觀檢查、斷口分析、表面形貌檢查、截面金相檢查、材質(zhì)組織分析和斷口區(qū)域成分分析等檢測，同時又對葉片的振動應(yīng)力分布進行計算，確定故障壓氣機轉(zhuǎn)子葉片試驗件裂紋的性質(zhì)，分析裂紋產(chǎn)生的機理，并對以后消除該類故障提出改進建議。

1　試驗過程與結(jié)果

1.1外觀檢查

故障葉片裂紋部位如圖1所示。裂紋出現(xiàn)在距葉片緣板約2 mm葉身處，貫穿葉盆和葉背，在葉盆和葉背側(cè)分別擴展了約36、37 mm（圖1中箭頭所指）。

1.2斷口分析

故障葉片斷口宏觀形貌如圖2所示。斷口呈灰色，較平緩，可見清晰的疲勞弧線和放射棱線特征，表明故障葉片斷口為疲勞斷口［5］。根據(jù)疲勞弧線及放射棱線的方向判斷，裂紋起源于距離進氣邊約22 mm葉背側(cè)中間區(qū)域（圖2中箭頭所指）。斷口疲勞擴展充分，局部可見明顯的摩擦擠壓痕跡。

圖1　葉片裂紋部位宏觀形貌Fig.1　Fracture position of blade

圖2　斷口宏觀形貌Fig.2　Appearance of fracture surface

在掃描電鏡下觀察，斷口疲勞源區(qū)附近較平坦，可見清晰的疲勞弧線和放射棱線形貌，且放射棱線匯聚于葉背側(cè)表面，表明疲勞起源于葉背側(cè)表面區(qū)域，呈多源起始特征，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷（圖3）。進一步放大觀察，裂紋斷口疲勞擴展區(qū)可見清晰的疲勞條帶（圖4），表明故障葉片裂紋性質(zhì)為高周疲勞裂紋［6］。

圖3　斷口源區(qū)形貌Fig.3　Appearance of fracture source region

1.3表面檢查

利用掃描電子顯微鏡對故障葉片斷口疲勞源區(qū)附近表面進行放大觀察，可見原始機械加工痕跡（圖5），疲勞裂紋正是從機械加工痕跡處萌生和擴展的。對其他通過振動疲勞試驗的壓氣機葉片表面進行放大觀察，未見到原始機械加工痕跡（圖6）。

圖4　斷口擴展區(qū)疲勞條帶Fig.4　Fatigue striations of extension region

圖5　斷口源區(qū)附近表面形貌Fig.5　Appearance of fracture surface

圖6　通過振動疲勞試驗葉片表面形貌Fig.6　Appearance of good condition surface

1.4成分分析

對故障葉片基體進行能譜半定量分析，結(jié)果見表1，其主要合金元素的質(zhì)量分數(shù)與技術(shù)標準規(guī)定［7］的TA11鈦合金成分基本相符。

1.5金相組織檢查

在斷口附近區(qū)域取樣，進行組織檢查，結(jié)果見圖7，主要為等軸α組織，未見明顯異常。

1.6硬度檢查

從故障葉片斷口附近區(qū)域取樣，進行硬度測量，結(jié)果見表2，滿足標準要求。

表1　裂紋斷口附近能譜分析結(jié)果（質(zhì)量分數(shù) /%）Table 1　Results of chemical composition analysis（mass fraction/%）

圖7　斷口區(qū)組織Fig.7　Metallurgical structure

表2　葉片斷口處硬度測試結(jié)果（布氏硬度）Table 2　Result of hardness test（d）　mm

2　振動應(yīng)力分布計算

在發(fā)動機工作時，壓氣機轉(zhuǎn)子葉片受到離心載荷和振動載荷的共同作用。離心載荷F為作用在所考慮的發(fā)動機工作過程中徑向位置上沿徑向向外的離心力，其表達式為:其中:W為葉片重力，kg·F；g為重力加速度；ω為角速度；R為半徑。而在葉片進行振動疲勞考核試驗時，離心力可以等效為葉片榫頭部位全約束。

在計算最大應(yīng)力σmax時，如果考核部位的第一主應(yīng)力σ1和第二主應(yīng)力 σ2的方向相同時，σmax取主應(yīng)力中絕對值最大的應(yīng)力。如果考核部位的主應(yīng)力σ1與σ2方向不相同，則

葉片振動可利用自由振動微分方程來表示:

其中:ω表示葉片的固有頻率，M表示結(jié)構(gòu)的質(zhì)量矩陣，K表示結(jié)構(gòu)的剛度矩陣，u表示結(jié)構(gòu)的位移向量。

根據(jù)式（1）～式（3），可得到高壓壓氣機轉(zhuǎn)子葉片一階振動應(yīng)力分布情況，如圖8所示。從圖中可以看出，葉背側(cè)距離緣板2～3 mm，進氣邊19 ～25 mm區(qū)域一階振動應(yīng)力最大。

圖8　一階振動應(yīng)力分布圖Fig.8　Stress distribution of blade

3　分析與討論

通過斷口分析可知，故障壓氣機轉(zhuǎn)子葉片裂紋屬于疲勞裂紋，疲勞起源于距離進氣邊約22 mm、距緣板約2 mm的葉背側(cè)中間區(qū)域，呈多源特征；斷口較平緩，疲勞擴展充分，并且微觀檢查發(fā)現(xiàn)疲勞擴展區(qū)存在清晰、細密的疲勞條帶，說明故障葉片裂紋為振動載荷導(dǎo)致的高周疲勞裂紋［8-9］。

通過掃描電鏡背散射檢查可知，斷口源區(qū)未發(fā)現(xiàn)明顯的冶金缺陷；對故障葉片的材質(zhì)分析結(jié)果表明，葉片材料成分符合技術(shù)標準要求，組織也未見異常。上述結(jié)果表明故障葉片裂紋的產(chǎn)生應(yīng)與冶金缺陷及材質(zhì)無關(guān)。

故障葉片斷口上存在的周期性疲勞弧線為低頻率載荷譜作用留下的痕跡，其對應(yīng)的是疲勞試驗過程中葉片不同試驗頻率的變化，該載荷譜對應(yīng)故障葉片上的應(yīng)力為穩(wěn)態(tài)應(yīng)力σm。而在疲勞弧線間存在的疲勞條帶則是高頻交變載荷作用留下的塑性變形跡線，它所對應(yīng)的則是作用在故障葉片上的振動載荷σa。由于故障葉片裂紋為機械疲勞裂紋，根據(jù)古德曼定則，有式中:n為安全系數(shù)，kf為應(yīng)力集中系數(shù)，σ-1和σ0.2分別為材料在給定溫度下的疲勞極限和屈服極限。由式（4）可知，故障葉片裂紋失效主要取決于σa、σm、σ-1、σ0.2和kf，而葉片的成分、硬度、組織均未見明顯異常，即σ-1、σ0.2應(yīng)在該材料的規(guī)定范圍內(nèi)，σm為穩(wěn)態(tài)應(yīng)力，kf與材料缺陷有關(guān)，斷口源區(qū)未見明顯的冶金缺陷［10］，但是葉身表面殘留的原始機械加工痕跡會導(dǎo)致kf增大，故安全系數(shù)n同應(yīng)力集中系數(shù)kf和葉片受到的振動載荷σa有密切的關(guān)系［11-12］。

通過對故障葉片斷口宏觀檢查可知，故障葉片裂紋源出現(xiàn)的位置為葉背側(cè)距進氣邊22 mm、距緣板約2 mm處，根據(jù)一階振動應(yīng)力分布計算可知，距離緣板2～3 mm，進氣邊19～25 mm區(qū)域一階振動應(yīng)力最大。由于鈦合金零件的疲勞抗力對表面損傷和缺陷具有很大的敏感性，在加工過程中葉身表面殘留了橫向機械加工痕跡，導(dǎo)致該區(qū)域抗疲勞性能下降及應(yīng)力集中系數(shù)kf的增加，使得該部位易萌生疲勞裂紋，在試驗振動載荷σa的作用下裂紋萌生和擴展。因此，以上兩個因素導(dǎo)致壓氣機轉(zhuǎn)子葉片安全系數(shù)n下降，即葉片使用可靠性被大大降低了。

綜上所述，葉身振動應(yīng)力最大區(qū)表面殘留的原始機械加工痕跡致使葉片的抗疲勞性能下降是葉片過早產(chǎn)生疲勞裂紋的主要原因，由于該加工痕跡，導(dǎo)致葉片在振動載荷作用下發(fā)生疲勞裂紋的萌生和擴展。

3　預(yù)防與改進

許多如劃傷、燒傷、夾雜、偏析、腐蝕等表面因素均能誘發(fā)疲勞裂紋的萌生和擴展，導(dǎo)致鈦合金零部件早期疲勞失效［13］。故障葉片表面殘留的原始機械加工痕跡影響了葉片的表面完整性，降低了葉片的抗疲勞性能。為了避免類似的故障再次發(fā)生，在對葉片進行模鍛加工時，避免在葉身振動應(yīng)力最大區(qū)域表面殘留原始機械加工痕跡，改善葉身的表面完整性以降低應(yīng)力集中［14-15］。

根據(jù)上述兩點建議，對壓氣機轉(zhuǎn)子葉片改進后，在后續(xù)試驗過程中再無類似的故障出現(xiàn)。

4　結(jié)論

1）故障壓氣機轉(zhuǎn)子葉片裂紋性質(zhì)為高周疲勞斷裂，疲勞起始于葉背側(cè)表面區(qū)域。

2）葉片振動應(yīng)力最大區(qū)表面殘留有明顯的原始機械加工痕跡是導(dǎo)致葉片過早萌生疲勞裂紋的主要原因。

3）對葉片進行模鍛加工時，避免在葉身振動應(yīng)力最大區(qū)域表面殘留原始機械加工痕跡，改善葉身的表面完整性，可有效避免類似故障。

［1］陶春虎，鐘培道，王仁智，等.航空發(fā)動機轉(zhuǎn)動部件的失效和預(yù)防［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2001:6-13.

［2］傅國如，禹澤民，王洪偉.航空渦噴發(fā)動機壓氣機轉(zhuǎn)子葉片常見失效模式的特點與規(guī)律［J］.失效分析與預(yù)防，2006，1 （1）:18-24.

［3］劉慶瑔.某型發(fā)動機二級導(dǎo)向器葉片變形和裂紋分析［J］.材料工程，1999（1）:38-41.

［4］彭秀云.WZ8F發(fā)動機渦輪葉片碰磨故障診斷與分析［J］.

Fracture Analysis of Air-compressor Rotor Blade of Aero-engine

LI Yang，TONG Wen-wei，LUAN Xu，ZHANG Kai-kuo
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

The crack of an air-compressor rotor blade of aero-engine was analyzed.The failure mode and cause were found out by visual inspection，fracture analysis，surface inspection，metallographic examination，material analysis，chemical composition analysis as well as vibration stress distribution calculation of blade.The results indicate that the cracking of the air-compressor compressor rotor blade is high-cycle fatigue cracking.The residual original machining trace at the maximum vibration stress region is the main cause for the cracking of the blade.Finally，some measures were put forward to improve the surface integrity of the blades.

air-compressor rotor blade；TA11；high-cycle fatigue；surface integrity；engine

V232.4

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2016.01.011

1673-6214（2016）01-0051-05

2015年10月30日

2016年1月15日

李洋（1981年-），男，博士，高級工程師，主要從事航空發(fā)動機零部件失效分析及壽命等方面的研究。