李佳佳，何愛杰，鐘 燕，劉麗玉

(1.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都610500；2.中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京10095)

K417G 渦輪整體葉盤葉片裂紋原因分析與驗證

李佳佳1，何愛杰1，鐘 燕1，劉麗玉2

(1.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都610500；2.中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京10095)

針對K417G合金鑄造渦輪整體葉盤在發(fā)動機試車考核中出現(xiàn)的葉片裂紋問題，基于裂紋葉片斷口宏觀、微觀分析及低倍組織檢查結果，開展了粗晶鑄造和表面細晶鑄造試樣的力學性能對比測試及葉片共振轉(zhuǎn)速分析。結果表明，整體葉盤葉片裂紋產(chǎn)生的主要原因是高壓渦輪導葉數(shù)24激起的3階共振，同時粗晶鑄造和葉片根部厚度偏薄也降低了葉片的疲勞抗力。為此，采取改變高壓渦輪導葉數(shù)、增加葉片根部厚度和改用表面細晶鑄造工藝等措施，有效避開了葉片危險共振并提高了葉片的疲勞抗力。經(jīng)后續(xù)試驗驗證考核，葉片采取上述措施后不再出現(xiàn)裂紋問題。

航空發(fā)動機；渦輪整體葉盤；裂紋；共振；故障分析；表面細晶工藝；粗晶鑄造工藝；試驗驗證

1 引言

整體葉盤因其結構簡單、零件數(shù)少、工作效率高、質(zhì)量輕、可靠性高等特點，在小型渦扇及渦軸發(fā)動機中得到廣泛應用[1-4]。某小型發(fā)動機渦輪轉(zhuǎn)子采用實心葉片、無冷卻設計的整體葉盤結構，其渦輪葉片最高工作溫度約950℃。從材料成熟度、經(jīng)濟性等綜合分析，整體葉盤選用了國內(nèi)應用較多、成熟度較高、可在950℃長期使用的K417G合金。K417G是在K417合金基礎上發(fā)展的鎳基鑄造高溫合金，其密度小、塑性好、中溫強度高、組織穩(wěn)定性好、具有良好的鑄造性能，且價格較便宜[5]。

該型發(fā)動機整體葉盤采用熔模鑄造成型，葉身和流道無余量，盤體機加而成。K417G鑄造渦輪整體葉盤在進行整機試車后，發(fā)現(xiàn)多數(shù)葉片根部存在熒光顯示，出現(xiàn)裂紋。本文以該葉片根部出現(xiàn)的裂紋為研究對象，從斷口分析入手，開展了冶金組織檢查、粗晶鑄造和表面細晶鑄造試樣的力學性能對比及整體葉盤共振分析等工作，找出了葉片裂紋發(fā)生原因，并在此基礎上進行了結構和鑄造工藝上的改進，試驗驗證了改進措施的有效性。

2 外觀檢查

圖1示出了渦輪整體葉盤裂紋情況。從圖1(a)中熒光檢驗結果可看出，葉盤47片葉片中有31片存在橫向裂紋顯示，葉片裂紋位于尾緣或近尾緣距葉根1/3葉身高度附近，最長約10 mm。其中編號為1#的葉片在排氣邊距葉根2 mm處目視可見一條貫穿開裂的長約10 mm的裂紋(圖1(b))。

圖1 渦輪整體葉盤葉片裂紋情況Fig.1 Blade crack of high-pressure turbine blisk

3 斷口與組織分析

3.1 斷口分析

分別在體視鏡、掃描電鏡下觀測葉片裂紋的斷口形貌。如圖2～圖4所示，葉片裂紋起源于葉盆側(cè)表面，斷面細密、平坦，斷口可見明顯的疲勞弧線和細密的疲勞條帶，具有高周疲勞斷裂特征[6-7]；裂紋細小彎曲，形貌和走向一致，源區(qū)呈線源特征(多個點源或小線源)，未見冶金缺陷，可見明顯的放射棱線，說明整體葉盤葉片葉根裂紋起裂應力較大。由此推斷，該裂紋屬于起裂應力較大引發(fā)的高周疲勞裂紋。

圖2 疲勞弧線Fig.2 Beach marks

圖3 裂紋源區(qū)Fig.3 Crack source

圖4 擴展區(qū)疲勞條帶Fig.4 Fatigue striation of propagation area

3.2 金相檢測

裂紋葉片葉根附近高倍金相組織見圖5，γ′相基本為規(guī)則的方形，γ+γ′共晶相心部網(wǎng)格清晰，邊緣無重溶特征，葉片沒有過熱特征。檢查葉片剖面試樣顯微硬度，不同部位顯微硬度差別不大。榫頭顯微硬度約為369 HV0.2，葉根和葉身中部硬度相當為391 HV0.2，換算成洛氏硬度分別為HRC38.8和40.3，可見材料硬度符合技術要求。

圖5 斷口附近顯微組織Fig.5 Microstructure near the fracture

3.3 表面晶粒檢測

該整體葉盤為盤軸一體化設計，結構上厚薄差異較大，初期采用了普通熔模鑄造工藝成型。由于高溫合金復雜件采用普通熔模鑄造時，容易存在晶粒粗大、組織不均勻以及澆鑄不足等冶金缺陷，會降低高溫合金的綜合力學性能[8]。因此，在裂紋整體葉盤上選擇有裂紋和無裂紋葉片各兩個，分別對其表面及縱向剖面進行低倍組織檢查。采用常用高溫合金腐蝕液對試樣表面進行腐蝕，兩組葉片的表面和縱向剖面低倍晶粒組織無差異，圖6示出了其中一組。由圖中可看出，有裂紋和無裂紋葉片表面皆存在尺寸較大的柱狀晶粒(最大約2 cm)，且部分柱狀晶粒生長方向與葉身方向垂直；葉根、葉身與葉尖部位的晶粒尺寸相差很大，晶粒組織均勻性差。

圖6 葉片表面和縱向剖面低倍晶粒Fig.6 Grain on the surface of blade and lengthways section

4 力學性能對比及差異原因分析

由于整體葉盤存在晶粒組織均勻性差的問題，考慮到高溫合金鑄件的力學性能在很大程度上受晶粒度和微觀組織的影響[9]，開展了粗晶試棒和表面細晶試棒性能對比分析研究。如圖7所示，粗晶試棒表面晶粒6～7級(平均直徑3.99～5.64 mm)，表面細晶試棒表面晶粒1～2級(平均直徑≤0.99 mm)[10]。

圖7 粗晶試棒(上)和表面細晶試棒(下)表面晶粒Fig.7 External grain structure on samples of surface grain refinement process and conventional casting

為充分掌握K417G合金粗晶組織和細晶組織引起的性能差異，分別進行了室溫拉伸、高溫拉伸和高溫持久性能相關性能的對比測試，結果如表1、表2所示。

表1 表面細晶和粗晶試棒拉伸性能Table 1 Tensile property from samples of surface grain refinement process and conventional casting

表2 表面細晶和粗晶試棒持久壽命Table 2 Endurance life from samples of surface grain refinement process

對比表1中兩種試棒拉伸性能可知：相較于粗晶試棒，表面細晶試棒的室溫拉伸強度極限提高約10%，900℃拉伸強度極限提高約7%；760℃、645 MPa下表面細晶試棒的持久壽命是粗晶試棒的3倍以上，斷面收縮率和延伸率兩者差異較小?？梢姡砻婕毦г嚢舻牧W性能較粗晶試棒有明顯改善。兩者力學性能差異的主要原因是：表面細晶試棒模殼表面涂覆了細化劑[11]，使得高溫合金中的活性元素與細化劑中的CoO·Al2O3在合金凝固過程中發(fā)生置換反應，生成與基體晶格相近的難熔細小鈷顆粒，從而增加了鑄件表面形核率，起到細化表面晶粒的目的[12]。晶粒細化后，發(fā)生了晶粒的粒狀化或球化現(xiàn)象，這種粒狀晶的形成使鑄件具有更好的冶金均勻性，各元素分布趨于均勻，大大提高了材料的力學性能[13-14]。

5 共振分析

渦輪轉(zhuǎn)子葉片除了要承受機械離心力及其彎矩、氣動力及其彎矩、熱負荷外，還要承受強迫振動或自激振動引起的共振、喘振和顫振等載荷[15]。其中一部分形成周期性或近似于周期性變化的力，這些周期性力便構成了迫使葉片振動的激振力。如果激振力的頻率與葉片某階振型的固有頻率相等或接近，葉片便會產(chǎn)生共振，從而引發(fā)葉片裂紋或斷裂[15-16]。

根據(jù)文獻[17]可知，整體葉盤不存在靜強度問題，故本文僅對葉盤進行共振分析。對于盤片耦合振動，節(jié)徑數(shù)越大，葉盤的剛度越大，振動也越接近單個葉片的振動，故最高節(jié)徑的振動可認為是單個葉片的振動。采用循環(huán)對稱的方法分析整體葉盤最高節(jié)徑時葉片的振動特性和共振轉(zhuǎn)速[18-19]，圖8、圖9分別給出了其1、3階振型及其振動應力分布，圖10為葉片的共振轉(zhuǎn)速分析圖。

在葉片構件的動力特性設計時，通常使用Campbell圖法來避開共振頻率[20]。由圖10可知：在慢車轉(zhuǎn)速附近，渦輪整體葉盤葉片存在1階共振；在94%相對轉(zhuǎn)速附近存在3階共振。從圖8可看出，1階振型的最大振動應力在葉片根部中間部位，與裂紋位置不符；從圖9可看出，3階振型的最大振動應力在葉片根部尾緣處，與裂紋起始位置相符。因此，認為葉片裂紋產(chǎn)生與其3階共振有關。

6 葉片裂紋產(chǎn)生原因及改進措施

圖8 1階振型和振動應力分布Fig.8 The 1stmode shape and strain

圖9 3階振型和振動應力分布Fig.9 The 3rdmode shape and strain

圖10 高壓渦輪整體葉盤葉片共振轉(zhuǎn)速分析圖Fig.10 The Campbell diagram

由上述分析可知，葉片裂紋產(chǎn)生的主要原因是高壓導葉數(shù)24引起的3階共振，且葉片普通粗晶鑄造工藝及葉片葉根部位厚度偏薄也降低了葉片的疲勞抗力?；诖?，對整體葉盤結構和工藝進行改進，采取的措施主要有：①將高壓導葉數(shù)由24調(diào)整為35，改變?nèi)~片激振力頻率；②采取表面細晶鑄造工藝，提高葉片的疲勞抗力；③適當增加根截面尾緣厚度，既調(diào)整了整體葉盤葉片固有頻率[21]，同時也提高了葉片疲勞抗力。

結構改進前、后的葉片厚度對比見圖11，鑄造工藝改進后的葉片表面晶粒見圖12。

圖11 葉盤葉片改進前后二維積疊圖比較Fig.11 2D stacking diagram before and after modification

對比圖6和圖12可看出，鑄造工藝由普通熔模鑄造改為表面細晶熔模鑄造后，葉片表面晶粒得到全面細化，不再存在粗大的柱狀晶，提高了葉片的力學性能和疲勞抗力。

對改進后的整體葉盤的振動頻率進行分析，最高節(jié)徑時的葉片共振轉(zhuǎn)速分析圖見圖13。從圖中可看出：葉片在慢車轉(zhuǎn)速附近依然存在1階共振，在工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)存在高壓渦輪導葉數(shù)35激起的4階、5階共振的可能，原來葉片的3階共振已調(diào)出工作轉(zhuǎn)速范圍。對比圖10和圖13可看出，結構上采取的葉根加厚措施，能增強葉片剛性，加大葉片各階振型的頻率(包括靜頻和動頻)，有效增大各相鄰振型之間的頻率差。

圖12 表面細晶鑄造后的葉片表面晶粒Fig.12 External grain structure on blade surface with grain refinement process

圖13 改進后的高壓渦輪整體葉盤葉片共振轉(zhuǎn)速圖Fig.13 The Campbell diagram after modification

7 改進后的試驗驗證

為驗證改進措施的有效性，將改進后的渦輪整體葉盤裝配到整機上，在試車臺上進行了整體疲勞考核和持久試車考核。試驗過程中，振動監(jiān)測信號平穩(wěn)，未發(fā)現(xiàn)任何異常。試驗后，對渦輪整體葉盤進行熒光檢查，結果顯示該葉盤狀態(tài)良好，葉片及盤體無任何損傷?？梢姡~片裂紋產(chǎn)生的原因分析準確，采取的改進措施有效。

8 結束語

通過對此次K417G渦輪整體葉盤葉片裂紋進行分析，得出裂紋產(chǎn)生的主要原因是高壓渦輪導葉數(shù)24激起的葉片3階共振，且普通熔模鑄造(粗晶)和葉片根部厚度偏薄降低了葉片的疲勞抗力。為避免再次出現(xiàn)此類問題，采取改變?nèi)~片激振力頻率、增加葉片根部相對厚度和采用表面細晶熔模鑄造工藝等措施，有效避開了葉片的危險共振并提高了葉片的疲勞抗力，且通過了后續(xù)的試驗考核，驗證了改進措施的有效性。

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Analysis and verification on blade crack of K417G high-pressure turbine blisk

LI Jia-jia1，HE Ai-jie1，ZHONG Yan1，LIU Li-yu2
(1.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.AECC Beijing Institute of Aeronautical Material，Beijing 100095，China)

Blade crack was found during the trial run and performance test of K417G high-pressure turbine blisk.Based on the investigation on the fracture surface and macrostructure of the crack blade,analysis of blade resonant speed and the mechanical property test of K417G surface grain refinement process and con?ventional casting were studied.The analysis results show that the main reason of blade crack is the 3rdorder resonances caused by the number of guide blades.Meanwhile,conventional casting and the lower thickness of blade root caused the decreasing of fatigue resistance.In order to avoid the dangerous resonant speed and increase the fatigue resistance of blade,the methods of changing the number of guide blade,increasing the thickness of blade root and using surface grain refinement process were adopted.The verification experi?ments indicate that the blade crack does not occur after that.

aero-engine；high-pressure turbine blisk；crack；resonant；failure analysis；surface grain refinement process；conventional casting；experimental verification

V231.95

A

1672-2620(2017)04-0028-06

2017-05-22；

2017-08-15

李佳佳(1985-)，女，安徽安慶人，工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動機材料應用及發(fā)動機構件失效分析工作。