劉博志，佟文偉，邱　豐，伊　峰（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015）

發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片葉身裂紋分析

劉博志，佟文偉，邱豐，伊峰
（中航工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015）

發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片葉身中部區(qū)域過早產(chǎn)生一條裂紋。通過對故障葉片進(jìn)行外觀檢查、斷口分析、表面檢查、材質(zhì)分析等試驗(yàn)手段，確定了故障葉片裂紋性質(zhì)及開裂機(jī)理。結(jié)果表明:故障風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片裂紋為起源于葉身中部葉背側(cè)亞表面的高周疲勞裂紋；裂紋疲勞源區(qū)附近基體組織不均勻，且存在較多的長條狀初生α相，降低了葉片的疲勞性能，是導(dǎo)致該葉片葉身中部過早開裂的主要影響因素。改進(jìn)措施為控制鍛造溫度并保證毛坯變形量，避免長條狀初生α相的形成。

葉片；開裂；疲勞；噴丸；初生α相

0　引言

鈦合金以其優(yōu)異的中高溫力學(xué)性能成為渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子部件的主要制造材料，位于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)子最前端的風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片同樣以應(yīng)用該類材料為主。對于高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，主要推力由外涵道產(chǎn)生，目前某些民航客運(yùn)飛機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片產(chǎn)生的推力占總推力78%以上［1］，而內(nèi)涵道的氣體噴射主要目的是為了帶動(dòng)前方風(fēng)扇和壓氣機(jī)工作，其次才是輸出推力。由此看來，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片對于高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)而言起著至關(guān)重要的作用，是高涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵部件，它的質(zhì)量及可靠性對發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率、安全性和可靠性產(chǎn)生直接的影響［2-3］。

對于鈦合金葉片而言，組織形態(tài)對其疲勞性能有很大影響。為了保證在風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片基體組織中得到疲勞性能最好的雙態(tài)組織，葉片的熱機(jī)械變形加工和熱處理過程均需要在α+β兩相區(qū)進(jìn)行。而且在鈦合金零部件的制造過程中，采用常規(guī)退火工藝的情況下，得到雙態(tài)組織的決定因素是熱機(jī)械變形過程。因此，合理控制熱機(jī)械變形工藝過程，對形成均勻的雙態(tài)組織尤為重要［4］。

發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片在進(jìn)行試驗(yàn)過程中，一葉片葉身中部過早出現(xiàn)裂紋。該風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片材料為TC4鈦合金，毛坯為模鍛件，葉片表面進(jìn)行噴丸處理；葉身粗加工后，對葉片進(jìn)行退火處理，消除殘余應(yīng)力。本研究通過外觀檢查、斷口分析、表面檢查、材質(zhì)分析等失效分析試驗(yàn)手段，對故障風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片的開裂原因進(jìn)行分析，找出導(dǎo)致葉片發(fā)生開裂故障的主要原因，并提出改進(jìn)措施，避免類似故障再次發(fā)生。

1　試驗(yàn)過程與結(jié)果

1.1宏觀觀察

風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片裂紋宏觀形貌見圖1，該裂紋位于凸肩下方的葉身中部區(qū)域，沿葉寬方向擴(kuò)展。裂紋已經(jīng)裂透葉身厚度方向，葉背側(cè)裂紋長約142 mm、葉盆側(cè)裂紋長約136 mm。葉身表面宏觀未見異常損傷。

圖1　裂紋宏觀形貌Fig.1　Macro morphology of crack

1.2斷口分析

圖2為風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片裂紋斷口的宏觀形貌。斷口呈灰白色，整個(gè)斷面比較平坦，可見明顯的疲勞弧線和放射棱線特征，表明裂紋斷口性質(zhì)為疲勞。根據(jù)疲勞弧線及放射棱線的方向判斷，疲勞起源于葉背側(cè)中部區(qū)域，呈單源起始特征（圖2黑色箭頭處），源區(qū)距葉片排氣邊約66 mm。該斷口疲勞擴(kuò)展充分，斷口兩側(cè)的暗灰色區(qū)域?yàn)槿藶榇蜷_區(qū)。

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

在LEO-1450型掃描電鏡下放大觀察，裂紋斷口源區(qū)形貌見圖3，該區(qū)放射棱線清晰可見。根據(jù)放射棱線的方向判斷，疲勞起源于葉背側(cè)亞表面（圖3圓圈區(qū)），距葉背側(cè)表面約250 μm。源區(qū)未見明顯的冶金缺陷。斷口疲勞擴(kuò)展區(qū)微觀可見清晰、細(xì)密的疲勞條帶以及二次裂紋形貌（圖4），進(jìn)一步表明該風(fēng)扇葉片裂紋斷口為高周疲勞斷口［5］。圖5為人為打開的斷口區(qū)形貌，可見其形貌為典型的韌窩形貌。

圖3　斷口源區(qū)放大形貌Fig.3　Enlarged appearance of fracture source region

1.3源區(qū)附近葉身表面觀察

放大觀察斷口源區(qū)附近葉片表面，形貌如圖6所示，可見典型的噴丸加工形貌，噴丸致密，但在葉身表面形成了少量的損傷痕跡，該痕跡應(yīng)為破碎的丸粒尖角沖擊葉身表面所致。未見其他明顯的機(jī)械加工痕跡。同時(shí)，裂紋疲勞源區(qū)位于葉背側(cè)亞表面，表明噴丸起到了表面強(qiáng)化作用［6-7］，而損傷痕跡并未對葉身的疲勞性能產(chǎn)生明顯影響。

圖4　斷口擴(kuò)展區(qū)微觀形貌Fig.4　Fatigue striations of extension region

圖5　人為打開區(qū)微觀形貌Fig.5 Enlarged appearance of man-made fracture region

圖6　斷口疲勞源區(qū)附近葉身表面放大形貌Fig.6　Appearance of blade surface near source region

1.4材質(zhì)分析

1）成分分析。

對葉片斷口附近基體進(jìn)行能譜分析，主要合金元素含量均符合技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)要求。

2）組織分析。

為了深入分析該葉片組織的分布情況，將風(fēng)扇葉片沿葉高方向從葉根到葉尖等分10個(gè)區(qū)域（其中裂紋疲勞源區(qū)位于第6區(qū)），對各區(qū)域的葉片基體取樣后制成金相試樣，在2%HF+2% HNO3+96%H2O（體積分?jǐn)?shù)）的腐蝕劑中浸泡20 s后，通過徠卡MEF-4型金相顯微鏡進(jìn)行微觀組織分析。風(fēng)扇葉片的基體均為雙態(tài)組織。其中，疲勞源區(qū)基體組織形貌（圖7a）較葉身其他部位基體組織形貌（圖7b）存在明顯的差異:疲勞源區(qū)基體組織中約50%初生α相呈等軸狀組織形態(tài)，而另50%初生α相呈長條狀組織形態(tài)；葉身其他部位基體組織中初生α相均呈等軸狀組織形態(tài)［8］。

圖7　葉片的組織形貌Fig.7　Metallurgical structure of blade

3）硬度測試。

為了分析該葉片硬度的分布情況，對其進(jìn)行硬度測試。測試位置與組織分析位置一致，測試結(jié)果見表1，測試結(jié)果均符合技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)的要求（HB≥3.35）。

2　分析與討論

通過斷口分析結(jié)果可知:該風(fēng)扇葉片裂紋性質(zhì)為高周疲勞，疲勞起源于葉身中部（源區(qū)距排氣邊約66 mm）葉背側(cè)亞表面，呈單源特征起始，疲勞源區(qū)未見明顯的冶金缺陷。葉片試驗(yàn)件裂紋斷口源區(qū)附近表面放大形貌為典型的噴丸形貌，未見明顯的異常機(jī)械加工痕跡。

表1　故障葉片基體硬度測試結(jié)果Table 1　Hardness test results of the fan blade　HB

根據(jù)材質(zhì)分析結(jié)果可知:風(fēng)扇葉片基體成分、硬度均符合技術(shù)要求，葉片的基體組織均為雙態(tài)組織。但是，疲勞源區(qū)基體組織中約50%初生α相呈長條狀組織形態(tài)，而其他部位的基體組織中初生α相均呈等軸狀組織形態(tài)。根據(jù)鈦合金材料力學(xué)性能試驗(yàn)的研究結(jié)果，條狀初生α相組織的化學(xué)成分和顯微硬度與基體無明顯差異，對室溫拉伸、500℃高溫拉伸、室溫沖擊韌性也無明顯的影響，但是能夠顯著的降低材料的室溫疲勞強(qiáng)度。對比基體組織分別為等軸初生α相與長條狀初生α相的兩種鈦合金室溫旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞壽命的試驗(yàn)結(jié)果，兩者疲勞壽命相差3000～13 000倍［4］。所以，本次故障中疲勞裂紋的過早萌生應(yīng)該與葉片開裂部位基體組織中存在較多長條狀初生α相有關(guān)。根據(jù)祝力偉、李華等的研究［9-10］，（α+β）型鈦合金疲勞裂紋的萌生與其微觀組織密切相關(guān)，對于同一種合金的力學(xué)性能而言，等軸雙態(tài)組織鈦合金具有最好的抗高周疲勞性能，而存在長條狀α相及片層狀組織鈦合金的抗高周疲勞性能相對較低。這是由于鈦合金在振動(dòng)提供的交變載荷作用下局部發(fā)生滑移，滑移線通道受阻于初生α相和轉(zhuǎn)變β相區(qū)的界面處，隨著循環(huán)次數(shù)的累計(jì)某些區(qū)域逐漸形成密集滑移帶區(qū)域（即駐留滑移帶），疲勞裂紋即在駐留滑移帶所構(gòu)成的擠壓峰或擠壓槽處萌生［11］。在等軸雙態(tài)組織中初生α相相互“獨(dú)立”、相距較遠(yuǎn)，滑移通道需要克服β相區(qū)的阻力才能繼續(xù)擴(kuò)展，相對來說阻力較大，因而提高了疲勞裂紋的萌生壽命；而在初生α相呈條狀或片狀組織中滑移線沿著長條狀初生α相片層界面或直接切斷α相片層向前擴(kuò)展，使滑移線具有較長的有效滑移通道，并在界面處塞集，造成應(yīng)力集中，使疲勞裂紋易于萌生于駐留滑移帶。對應(yīng)于本次故障，風(fēng)扇葉片基體組織分布不均勻，葉身中部基體中存在大量長條狀初生α相，導(dǎo)致在振動(dòng)疲勞試驗(yàn)過程中，長條狀初生α相聚集區(qū)滑移阻力減小，駐留滑移帶更容易在該區(qū)域塞集形成微觀的應(yīng)力集中區(qū)，導(dǎo)致疲勞裂紋在該區(qū)域過早萌生，進(jìn)而形成高周疲勞裂紋。

另外，采用三維有限元計(jì)算方法，對該葉片建模進(jìn)行工作狀態(tài)下的應(yīng)力分布模擬計(jì)算，葉背側(cè)徑向應(yīng)力分布如圖8所示?？芍诓牧暇鶆虻那疤嵯拢~背及葉盆側(cè)的最大應(yīng)力點(diǎn)均位于葉片凸肩接觸面?zhèn)鹊母哭D(zhuǎn)接區(qū)。而本次故障中，葉片開裂位置位于凸肩下方的葉身中部，該位置并不是最大應(yīng)力點(diǎn)。進(jìn)一步說明由于葉片組織的不均勻分布，造成葉身中部區(qū)域疲勞強(qiáng)度明顯下降，導(dǎo)致葉身中部區(qū)域即使不在應(yīng)力最大點(diǎn)，仍然成為整個(gè)葉片疲勞性能最差的區(qū)域，致使疲勞裂紋在該區(qū)域過早萌生。

圖8　葉背側(cè)徑向應(yīng)力分布圖Fig.8　Stress distribution of the fan blade at back side

結(jié)合上述分析可知:故障風(fēng)扇葉片葉身中部的疲勞源區(qū)基體組織中存在較多的長條狀初生α相，導(dǎo)致葉片葉身基體組織不均勻，且該區(qū)域基體中的長條狀初生α相為裂紋的萌生和擴(kuò)展提供了通道，使葉片的抗疲勞性能明顯下降，是導(dǎo)致葉片過早萌生疲勞裂紋的主要影響因素。影響鈦合金組織中長條狀初生α相產(chǎn)生的原因較多，主要包括:原材料本身含有長條狀初生α相，軋制過程中在兩相區(qū)變形量不足導(dǎo)致長條狀α相沒有充分破碎以及構(gòu)件生產(chǎn)過程中的溫度控制等問題［12-13］。所以，針對本次故障中風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片葉身中部的基體組織問題，預(yù)防該類故障的再次發(fā)生，應(yīng)保證在葉片基體組織中得到均勻的等軸雙態(tài)組織。首先應(yīng)嚴(yán)格控制始鍛、終鍛以及后續(xù)熱處理的溫度范圍，使整個(gè)鍛造熱機(jī)械變形過程均在α+β兩相區(qū)進(jìn)行；其次，與常見的壓氣機(jī)葉片相比，該風(fēng)扇葉片在葉形上的特殊性使其在模鍛過程中葉身中部區(qū)域的變形量難以控制，所以應(yīng)該進(jìn)一步優(yōu)化模鍛工藝，保證毛坯變形量，使粗大的初生α相充分破碎及球化，確保熱處理之后得到等軸雙態(tài)組織，避免長條狀初生α相的形成。

3　結(jié)論

1）發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片裂紋為起源于葉身中部葉背側(cè)亞表面的高周疲勞裂紋。

2）葉片葉身基體組織不均勻，存在較多的長條狀初生α相，降低了葉片的疲勞性能，是導(dǎo)致該葉片過早萌生疲勞裂紋的主要影響因素。

3）為了避免類似的故障再次發(fā)生，應(yīng)嚴(yán)格控制鍛造溫度和模鍛過程中毛坯的變形量，保證得到均勻的雙態(tài)組織，以免形成長條狀初生α相。

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Cracking Analysis of Fan Blade in an Aero-Engine

LIU Bo-zhi，TONG Wen-wei，QIU Feng，YI Feng
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

An early crack was found in the middle of a fan blade in an aero-engine.The cracking mode and cause were analyzed by appearance observation，macro and micro observation on fracture surface，surface inspection and material analysis.The results indicate that the failure mode of the fan blade is high cycle fatigue cracking.The fatigue source was located at the sub-surface of the back side in the middle of the fan blade.The main causes for the cracking were the non-uniform distribution of metallurgical structure in the middle of the blade and lots of lath-shaped primary α phase at the fatigue source region.The fatigue resistance of the fan blade decreased significantly.The improvement measures for avoiding formation of lath-shaped primary α phase are to control the forging temperature and to ensure the deformation degree of the raw material.

blade；cracking；fatigue；shot blasting；primary α phase

V232.4

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2016.01.013

1673-6214（2016）01-0060-05

2015年12月1日

2016年1月30日

劉博志（1985年-），男，碩士，工程師，主要從事發(fā)動(dòng)機(jī)故障零部件失效分析等方面的研究。