趙鑫

摘 要：某發(fā)動機(jī)動力渦輪盤在進(jìn)行低循環(huán)疲勞試驗后，熒光檢查發(fā)現(xiàn)榫槽部位出現(xiàn)裂紋，通過對榫槽部位的理化分析和試驗方案復(fù)查，找到了榫槽部位出現(xiàn)裂紋的原因，并提出了相關(guān)改進(jìn)措施。動力渦輪盤低循環(huán)疲勞試驗中，除輪心外，還需要重點關(guān)注榫槽的應(yīng)力水平，并在試驗中加強(qiáng)榫槽的檢查，避免試驗件損壞，導(dǎo)致無法考核輪心的低循環(huán)疲勞壽命。

關(guān)鍵詞：渦軸發(fā)動機(jī);榫槽;疲勞;裂紋;應(yīng)力

中圖分類號：V228 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1671-2064（2020）08-0111-03

發(fā)動機(jī)輪盤及其轉(zhuǎn)子都是關(guān)鍵的受力件和旋轉(zhuǎn)件，它們不僅結(jié)構(gòu)復(fù)雜，而且轉(zhuǎn)速高、載荷大、工作條件及其惡劣。當(dāng)離心應(yīng)力與熱應(yīng)力迭加時，可能會使輪盤局部承受的應(yīng)力水平很高而進(jìn)入塑性狀態(tài)，同時還會出現(xiàn)各種故障或破壞。一旦輪盤出現(xiàn)破壞[1]，后果往往是災(zāi)難性的。因此必須引起高度重視。

輪盤關(guān)鍵部位的疲勞破壞都可能導(dǎo)致非包容破壞，并給飛機(jī)帶來危險性影響，應(yīng)該通過疲勞試驗給出它們各自的安全壽命。輪盤疲勞源一般出現(xiàn)在應(yīng)力集中部位，如各類輪盤的中心孔、偏心孔、螺栓孔和銷釘孔、輪緣、榫槽、葉片的榫頭、伸根，以及鼓筒的聯(lián)接部位和軸的突變處等。

某動力渦輪盤完成低循環(huán)疲勞試驗時后經(jīng)分解檢查，發(fā)現(xiàn)輪盤榫槽部位有熒光顯示，對榫槽部位進(jìn)行理化分析，發(fā)現(xiàn)榫槽先于輪心疲勞開裂。所以，針對動力渦輪盤這種帶榫槽結(jié)構(gòu)的盤類件，除輪心外，還需要重點關(guān)注榫槽的壽命計算，并在試驗中加強(qiáng)榫槽的檢查，避免試驗件損壞，導(dǎo)致無法考核輪心的低循環(huán)疲勞壽命。

1 試驗復(fù)查

完成35811次低循環(huán)疲勞試驗后，對動力渦輪盤進(jìn)行熒光檢查，發(fā)現(xiàn)動力渦輪盤榫槽部位出現(xiàn)裂紋，通過理化分析和復(fù)查試驗方案，發(fā)現(xiàn)了裂紋出現(xiàn)的原因。

1.1理化分析

1.1.1宏觀檢查

通過熒光檢查，在一個榫頭的第一級榫槽處可見裂紋熒光顯像，通過紅色標(biāo)記筆進(jìn)行標(biāo)記圖1。

1.1.2體視鏡檢查

將動力渦輪盤在體視鏡下檢查，在動力渦輪盤在靠近軸側(cè)，榫頭第一級榫槽工作面上根部圓弧角過渡區(qū)有一條細(xì)小的裂紋，裂紋從榫頭側(cè)端面靠軸側(cè)向里擴(kuò)展，長度約為3.98mm，見圖2。

將裂紋打開后，可見斷口有明顯的扇形區(qū)域，斷面較平整，可見明顯的棱線收斂于第一級榫槽工作面根部圓弧過渡角處，距離靠軸側(cè)端面約1mm的位置。裂紋源為短線源，靠近源區(qū)斷面呈深褐色，較陳舊，源區(qū)、斷面均未見明顯的冶金缺陷。斷口的斷裂性質(zhì)為疲勞，見圖3。

1.1.3掃描電鏡檢查

將裂紋打開后，斷口源區(qū)在第一級榫槽工作面根部圓弧過渡角處，距離靠軸側(cè)端面約1mm的位置，為短線源（圖4a），裂紋源區(qū)可見清晰的疲勞條帶（圖4b）。斷口斷面未見其他冶金組織缺陷。

1.1.4小結(jié)

動力渦輪盤榫頭上的裂紋性質(zhì)為疲勞裂紋，裂紋源在榫頭第一級榫槽工作面根部圓弧過渡角處，為短線源。

1.2復(fù)查試驗方案

采用MSC.PATRAN（軟件索取號RT301200）進(jìn)行有限元前、后處理，采用MSC.NASTRAN（軟件索取號RT300800）進(jìn)行線彈性有限元分析，計算動力渦輪盤低循環(huán)疲勞試驗載荷。

動力渦輪一級盤緣均布有55個榫槽，忽略安裝孔等對計算結(jié)果影響較小的特征后，動力渦輪一級盤結(jié)構(gòu)及載荷均具有循環(huán)對稱性，取包含1個完整榫槽在內(nèi)的循環(huán)對稱段作為計算模型。采用十節(jié)點四面體網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格劃分，共包括185870個單元，278033個節(jié)點，有限元網(wǎng)格模型見圖5。

發(fā)動機(jī)上的標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)力循環(huán)為：0～最大～0循環(huán);試驗循環(huán)為：試驗下限轉(zhuǎn)速～試驗上限轉(zhuǎn)速～試驗下限轉(zhuǎn)速。本次計算以輪心為考核點進(jìn)行載荷等效轉(zhuǎn)換，要求該處應(yīng)力系數(shù)等于1.0。

根據(jù)EGD-3應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)[2]，應(yīng)力系數(shù)計算公式為：

式中：

-試驗狀態(tài)等效到0～最大～0循環(huán)時的應(yīng)力，MPa;

-工作狀態(tài)下的應(yīng)力，MPa;

-工作溫度下材料的極限拉伸強(qiáng)度，MPa[3];

-試驗溫度下材料的極限拉伸強(qiáng)度，MPa[3];

-上限轉(zhuǎn)速下的應(yīng)力，MPa;

-下限轉(zhuǎn)速下的應(yīng)力，MPa。

在給定計算載荷的作用下，工作狀態(tài)下動力渦輪盤輪心和榫槽部位的當(dāng)量應(yīng)力分布見圖6，試驗狀態(tài)下動力渦輪盤輪心和榫槽部位的當(dāng)量應(yīng)力分布見圖7。詳細(xì)應(yīng)力計算結(jié)果見表2和表3。

由以上公式及應(yīng)力結(jié)果，計算可得輪心處的應(yīng)力系數(shù)為1.001，榫槽的應(yīng)力系數(shù)為1.030。

由于考核部位應(yīng)力系數(shù)不是1.0，需根據(jù)下式（2）計算考核部位的試驗循環(huán)數(shù)：

式中：

N-為試驗循環(huán)數(shù);

Fr-為標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)力循環(huán)數(shù);

K-為應(yīng)力系數(shù);

Y-為壽命散度系數(shù)。

根據(jù)DEF STAN 00-971中的規(guī)定，單個試驗件的壽命散度系數(shù)取4，當(dāng)要求的標(biāo)準(zhǔn)應(yīng)力循環(huán)數(shù)是9000次時，考核輪心所需要完成的試驗循環(huán)數(shù)：

考核榫槽所需要完成的試驗循環(huán)數(shù)：

考核榫槽所需完成的循環(huán)數(shù)是30798次，小于考核輪心所需要完成的試驗循環(huán)數(shù)，榫槽部位過考核，可能會早于輪心破壞，試驗存在風(fēng)險。所以，在完成35811次疲勞試驗后，在榫槽部位發(fā)現(xiàn)疲勞裂紋屬于正常情況。

2 改進(jìn)措施

為了避免榫槽部位過考核，致其早于輪盤破壞，影響輪心的低循環(huán)疲勞壽命考核，可以通過調(diào)整配重葉片的尺寸和提高試驗轉(zhuǎn)速，使榫槽部位的應(yīng)力系數(shù)小于1.0。

具體的結(jié)構(gòu)改進(jìn)措施是，將所有配重葉片自頂部切除9mm，示意圖見圖8。以輪心為考核點進(jìn)行載荷等效轉(zhuǎn)換，要求該處應(yīng)力系數(shù)等于1.0，根據(jù)公式（1），計算可得榫槽的應(yīng)力系數(shù)為0.99。目前，試驗已完成36000次，下臺檢查后榫槽和輪心均未發(fā)現(xiàn)裂紋。

3 結(jié)論

（1）榫槽的應(yīng)力系數(shù)大于輪心的應(yīng)力系數(shù)，在完成35811次低循環(huán)疲勞試驗后，榫槽出現(xiàn)裂紋，輪心未出現(xiàn)。

（2）輪盤疲勞試驗的考核部位一般為輪心，在載荷計算中，榫槽的應(yīng)力系數(shù)大于輪心的應(yīng)力系數(shù)，可以通過調(diào)整配重葉片尺寸和提高試驗轉(zhuǎn)速，使榫槽的應(yīng)力系數(shù)小于1.0，有效避免榫槽早于輪盤破壞。

（3）針對動力渦輪盤，除作為考核部位的輪心外，還需要重點關(guān)注非考核部位榫槽的應(yīng)力水平，并在試驗后加強(qiáng)榫槽的檢查，避免試驗件的損壞，導(dǎo)致無法考核輪心的低循環(huán)疲勞壽命。

參考文獻(xiàn)

[1] 《航空發(fā)動機(jī)設(shè)計手冊》總編委會編.航空發(fā)動機(jī)設(shè)計手冊第18冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2] 丁愛祥，吳君可，譯.斯貝MK202發(fā)動機(jī)應(yīng)力標(biāo)準(zhǔn)（EGD-3）[M].北京：國際航空編輯部，1979.

[3] 《航空發(fā)動機(jī)設(shè)計用材料手冊》編輯委員會編.航空發(fā)動機(jī)設(shè)計用材料手冊（第三冊）[M].北京：航空工業(yè)出版社，2008.