譚海兵，李 姝，鐘 燕，何愛杰，朱昌洪，吳長波

(1.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都 610500；2.中國航空發(fā)動機研究院，北京 101304)

1 引言

渦扇發(fā)動機空氣導管的主要作用，是將雙轉子發(fā)動機風扇和壓氣機零級內環(huán)后的空氣導向渦輪部位，與壓氣機盤心的空氣流匯合后對高壓渦輪盤和低壓渦輪盤進行冷卻[1]?？諝鈱Ч軐儆诒”陬惲慵壮霈F失效故障，且主要的失效原因有大應力過載導致的開裂、材料冶金缺陷導致的失效[2-3]以及加工刀痕引起應力集中造成的疲勞開裂失效[4-9]。

某渦扇發(fā)動機空氣導管筒體周向均布10 條寬4.5 mm、高2.5 mm 的加強筋，該筒體采用TA15 鈦合金管材加工而成。TA15鈦合金具有良好的綜合力學性能和工藝性能，主要用于飛機和航空發(fā)動機的承力零件[10]。但大部分鈦合金材料具有缺口敏感性，缺口和加工刀痕會嚴重影響鈦合金的沖擊性能和疲勞強度[11-14]。但針對TA15 鈦合金，尚未見有關缺口或加工刀痕對其疲勞性能影響的文獻報告。

本文以該渦扇發(fā)動機TA15 鈦合金空氣導管開裂的斷口為研究對象，重點分析了斷口的宏觀和微觀形貌特征，并利用Pairs 公式分析了斷口疲勞擴展區(qū)的應力，采用帶加工刀痕試樣進行了疲勞試驗，查明了故障原因。

2 空氣導管裂紋宏觀形貌及斷口分析

該渦扇發(fā)動機在開展150 h 持久試車過程中出現異常現象，停車分解后發(fā)現空氣導管筒壁加強筋與筒體倒圓附近存在一處U 型貫穿裂紋，且斷裂部位存在向外翹曲變形。圖1 給出了空氣導管上裂紋的宏觀位置，其外觀形貌如圖2 所示。其中，1#裂紋位于加強筋與筒體的倒圓區(qū)域，長度約87.0 mm，其方向沿發(fā)動機軸向；2#和3#裂紋位于筒體上，且分別與1#裂紋的兩端相連，長度分別約為8.0 mm 和12.0 mm，均為貫穿裂紋。

圖1 空氣導管結構及裂紋位置宏觀示意圖Fig.1 Crack location on the air duct

圖2 空氣導管上的U 型裂紋Fig.2 Crack morphology on the air duct

2.1 宏觀形貌檢查

1#裂紋存在3 個高約1.0 mm 的大臺階，分析認為是不同裂紋源在擴展過程中相遇形成的。斷口兩側區(qū)域主要呈金屬本色，中間區(qū)域的氧化顏色較深，推斷該處是裂紋最早萌生的區(qū)域，其長度約26.4 mm。外壁面目視可見明顯的等間距銑削接刀棱線，且接刀棱線下端存在加工刀痕。2#和3#裂紋所在內壁面，目視可見細密的周向車削加工刀痕，加工刀痕與裂紋方向一致，且裂紋均位于加工刀痕處；進一步放大觀察可見明顯的周向微裂紋。

2.2 裂紋斷口分析

對裂紋斷口進行宏觀觀察和微觀分析發(fā)現，1#裂紋存在3 處較長的線源，且均具有如圖3 所示的疲勞弧線和從外壁面發(fā)出的放射棱線特征；裂紋起源于距離空氣導管外壁面約10 μm 深的加工刀痕處，源區(qū)未見夾雜等冶金缺陷；裂紋擴展區(qū)域可見明顯的疲勞條帶及二次裂紋特征(圖4)，判斷該裂紋為疲勞開裂[15]，斷口瞬斷區(qū)為典型的韌窩特征。2#裂紋存在兩處線源，分別起源于空氣導管內壁面和外壁面，根據擴展區(qū)域面積判斷外壁面起源于加工刀痕的疲勞源區(qū)為主源區(qū)，各源區(qū)未見冶金缺陷；裂紋擴展區(qū)域可見明顯的疲勞條帶特征，判斷該裂紋為疲勞開裂[15]。3#裂紋起源于空氣導管內壁面的加工刀痕處，源區(qū)呈線源特征，且存在放射棱線，裂紋源區(qū)未見冶金缺陷；裂紋擴展區(qū)域可見疲勞條帶及二次裂紋特征，判斷該裂紋為疲勞開裂[15]。據此判斷，3條裂紋均起源于加工刀痕處，呈多源、線源特征，源區(qū)具有放射棱線特征，疲勞區(qū)面積約占整個斷口面積的50%～80%，局部區(qū)域可見二次裂紋，具有典型的高周疲勞破壞特點。

圖3 1#裂紋疲勞弧線特征Fig.3 Fatigue line features of the 1#crack

圖4 1#裂紋疲勞條帶特征Fig.4 Fatigue striation features of the 1#crack

2.3 零件原材料分析

對故障件管材的化學成分、力學性能、金相組織和超聲波檢驗等項目進行復查，均符合設計標準要求。其中，室溫抗拉強度實測值為961.0 MPa，滿足標準指標要求的900.0～1 130.0 MPa。在1#裂紋的斷口附近取樣進行金相組織檢查，腐蝕前觀察，未見異常；腐蝕后檢查，金相組織由等軸初生α+β轉變組織組成，如圖5 所示，符合TA15 鈦合金退火態(tài)的組織特點[16]，滿足設計標準要求。綜合以上分析認為，空氣導管裂紋萌生與材料冶金質量無關。

2.4 裂紋初步原因分析

圖5 1#裂紋附近金相組織形貌Fig.5 Microstructure near the 1#crack

本故障件的3 條裂紋均為多線源的疲勞開裂，經分析認為，空氣導管表面上存在的軸向均勻的接刀棱線和細小加工刀痕引起局部應力集中，同時發(fā)動機試車過程中不同試驗狀態(tài)變化引起的振動和空氣導管內、外腔氣體流量不同形成的壓差周期性變化等因素的綜合作用導致局部應力過大，促使1#裂紋疲勞線源的形成，并導致裂紋擴展，且不同疲勞源區(qū)擴展導致裂紋具有多個臺階面。1#裂紋擴展開裂引起空氣導管局部應力分布狀態(tài)改變，加上周向車削加工刀痕和微裂紋引起的應力集中，使得2#和3#裂紋的疲勞線源萌生，最終形成周向開裂，并與1#裂紋連接形成U 型斷口。因此，初步分析認為，加工刀痕是導致空氣導管開裂的原因。

3 疲勞斷口的定量反推

研究[17-20]表明，一條疲勞條帶相當于載荷或應變的一次循環(huán)，在疲勞斷口測出的裂紋穩(wěn)定擴展階段的疲勞條帶間距近似等于斷口上該位置的裂紋擴展速率。通過測量1#裂紋主疲勞區(qū)中的疲勞條帶特征，距離裂紋源(外壁面)0.141 32 mm 處的疲勞條帶間距約為8.2×10-7m，因此疲勞裂紋擴展速率近似為8.2×10-7m/次。發(fā)動機工作時空氣導管筒壁受力包括內腔壓力、離心載荷和振動應力，由于發(fā)動機試車時的工況復雜，故將其簡化為《應力強度因子手冊》中殼體縱向裂紋，承受均勻壓力模型[21]。

根據Pairs 基本公式(式(1))，反推該構件所受的疲勞應力變幅Δσ的基本公式見式(2)[20]。

式中：da/dN為裂紋擴展速率；c、n為與材料有關的常數，空氣導管材料為TA15 鈦合金，c=5.9×10-9，n=3.535[18]；a為沿裂紋擴展方向的長度；S為疲勞條帶間距；Y為與裂紋有關的構件形狀因子。

根據殼體縱向裂紋，承受均勻壓力模型，獲得距離疲勞起源0.141 32 mm 處的Y值約為0.089 7。將c、n、a、S和Y代入式(2)，計算得出Δσ為811.3 MPa。將空氣導管筒壁軸向裂紋開裂簡化為內腔受均勻壓力模型，其應力比R=0，σmax=Δσ，即裂紋萌生應力約為811.3 MPa，低于管材自身的抗拉強度961.0 MPa，但遠高于材料數據手冊中TA15 鈦合金的107周次疲勞強度極限412.0 MPa[2]。

4 空氣導管疲勞強度試驗方案及試驗件設計

從空氣導管上截取包括加強筋和筒體的一部分作為疲勞試驗件，如圖6 所示。參考HB 5277-84[22]中的升降法，測試試樣在室溫條件下疲勞壽命為107周次時的高周疲勞強度極限。利用有限元軟件，對圖6 所示的結構取樣進行一階彎曲振動應力分析，試樣的最大振動應力位于加強筋與筒體倒圓區(qū)域，如圖7 所示。

圖6 試樣結構圖及尺寸Fig.6 Sample structure and dimension

圖7 試驗件應力分布圖Fig.7 Stress distribution diagram of the sample

5 試驗及試驗數據分析

5.1 試驗過程

采用線切割方式從空氣導管故障件上切取具有加工刀痕的振動疲勞試樣20 個，在3 t 電磁振動臺試驗系統上進行高周振動疲勞試驗，見圖8。試驗件剛性固定在電磁振動臺上，激振方向垂直于夾持面。采用激光位移傳感器和應變放大儀采集應變和振幅電壓信號，利用OROS 數據采集系統處理獲得試樣應變值和振幅值，再通過數據處理轉換為應力值。試驗前對20 個試樣(編號1#～20#)進行表面熒光檢查，均未發(fā)現裂紋。選取1#試樣，參考有限元分析的振動應力分布，在最大應力點粘貼應變片作為試驗應變監(jiān)測點。在獲取最大振動應力點時，激振力加載到300.0 MPa 頻率出現下降，經熒光檢查發(fā)現試樣存在裂紋。故取280.0 MPa 作為初始應力，以15.0 MPa 作為升降梯度，按升降法具體要求測試疲勞壽命為107周次的疲勞極限。2#～20#試樣的有效試驗原始數據如表1 所示。

圖8 試驗件及電磁振動臺Fig.8 The test article and electromagnetic vibration generator

5.2 數據分析

根據HB/Z112-86[23]，將表1 中各試樣的疲勞應力繪制成如圖9 所示的升降圖。圖中，○表示試樣壽命達到107周次；×表示試樣壽命未達到107周次，破壞。以第一次出現反向結果的一對數據開始計算，即從第一點開始計算，共形成9 個配對對子。每個對子的應力按兩個測點的平均值計算，根據圖中的配對對子可得對子應力及對子數，如表2 所示。由公式(3)計算空氣導管上所取的高周振動疲勞試樣中值疲勞強度為299.2 MPa，低于材料數據手冊中TA15 鈦合金107周次的疲勞強度極限412.0 MPa[2]，降低幅度達27.4%。

表1 空氣導管疲勞試驗數據Table 1 Fatigue test data of the air duct

圖9 升降圖Fig.9 Up and down chart

表2 對子應力和對子數表Table 2 Paired stress and quantity

式中：σ*為中值疲勞強度，n*為對子數。

5.3 試驗后試樣裂紋斷口觀察

對未達到107周次循環(huán)的8 個試樣進行熒光探傷，其中5 個試樣裂紋位于空氣導管外壁，3 個試樣裂紋位于空氣導管內壁，且裂紋均起源于加工刀痕處。選取振動疲勞試驗后熒光顯示存在裂紋的14#和19#試樣進行裂紋斷口觀察，其斷口宏觀和微觀形貌相近，宏觀形貌均可見疲勞弧線特征，微觀形貌可見疲勞條帶特征，與2.2 節(jié)所述斷口形貌相近。圖10 顯示了19#試樣的斷口形貌。

圖10 19#試樣裂紋斷口宏觀與微觀形貌Fig.10 The macro and micro analysis of the 19#crack

6 結論

通過對發(fā)動機空氣導管故障件的斷口分析及故障件上取樣的疲勞極限試驗，獲得如下結論：

(1)空氣導管所采用的管材力學性能、高低倍組織和無損檢測均滿足技術要求，裂紋的萌生與材料的冶金質量無關；由于零件表面軸向均勻的接刀棱線和細小加工痕跡降低了構件的疲勞強度極限，發(fā)動機試車過程中不同試驗狀態(tài)變化引起的振動和空氣導管內、外腔氣體流量不同形成的壓差周期性變化導致了裂紋萌生和擴展，并最終疲勞開裂。

(2)利用Pairs 公式計算出斷口疲勞擴展區(qū)獲得的應力水平低于材料的抗拉強度。

(3)經試驗獲得空氣導管上切取帶加工刀痕高周疲勞試樣的107周次疲勞強度極限，低于材料數據手冊中TA15鈦合金的107周次疲勞強度極限，其下降幅度達27.4%，表明TA15鈦合金具有缺口敏感性。

(4)薄壁類鈦合金零件在加工時應避免出現目視可見的加工刀痕，提高零件表面加工質量，避免出現局部應力集中。