李 洋，佟文偉，欒 旭，張開(kāi)闊

(中航工業(yè)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015)

渦輪葉片是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要零件，由于其工作環(huán)境惡劣，葉片出現(xiàn)裂紋失效的概率相對(duì)較高［1-2］。目前在葉片失效案例中，機(jī)械疲勞失效所占的比重較大［3-4］，該失效模式對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)造成的危害很大。因此，當(dāng)葉片在工作過(guò)程中出現(xiàn)裂紋時(shí)，及時(shí)找出裂紋產(chǎn)生的根源，對(duì)預(yù)防該類故障的再次發(fā)生有著非常重要的意義。

某型發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪工作葉片選用了DZ17G 鎳基高溫合金，采用定向鑄造方法制造。在經(jīng)過(guò)較短時(shí)間試車后，發(fā)動(dòng)機(jī)分解進(jìn)行熒光檢測(cè)時(shí)，發(fā)現(xiàn)一片低壓渦輪工作葉片在葉冠工作面和非工作面的轉(zhuǎn)角區(qū)域出現(xiàn)裂紋。針對(duì)這次裂紋故障，采用了外觀檢查、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)域成分分析等技術(shù)分析手段，同時(shí)又對(duì)葉冠工作面和非工作面進(jìn)行了應(yīng)力分布計(jì)算，從而確定了故障低壓渦輪工作葉片裂紋的性質(zhì)，分析了裂紋故障產(chǎn)生的機(jī)理，并為以后消除該類故障提供了改進(jìn)建議。

1 檢查與分析結(jié)果

1.1 外觀檢查

故障葉片裂紋部位的宏觀圖像如圖1(a)所示。裂紋出現(xiàn)在葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)角區(qū)域，如圖1(a)中箭頭所指。裂紋已經(jīng)連通了葉冠的上、下表面，在下表面擴(kuò)展較長(zhǎng)，約為800 μm，形貌見(jiàn)圖1(b)。葉冠工作面與非工作面轉(zhuǎn)角區(qū)域的示意圖見(jiàn)圖1(c)所示，該區(qū)域容易形成應(yīng)力集中。

1.2 斷口分析

故障葉片裂紋斷口宏觀形貌如圖2 所示。斷口呈灰黑色，較平緩，局部可見(jiàn)明顯的摩擦擠壓痕跡，呈現(xiàn)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，疲勞起源于葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)接處的下角(如圖2 中箭頭所指)，斷口疲勞擴(kuò)展充分。斷口表面亮白色區(qū)域?yàn)槿藶榇驍鄥^(qū)。

圖1 葉片裂紋部位宏觀形貌

圖2 斷口宏觀形貌

在掃描電鏡下觀察，斷口疲勞源區(qū)附近較平坦，可見(jiàn)清晰的疲勞弧線和放射棱線形貌，且放射棱線匯聚于葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)接處的下角，進(jìn)一步表明疲勞起源于葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)接處的下角，源區(qū)未見(jiàn)明顯的冶金缺陷，如圖3 所示。進(jìn)一步放大觀察，裂紋斷口疲勞擴(kuò)展區(qū)可見(jiàn)清晰的疲勞輝紋及二次裂紋形貌，如圖4 所示。這進(jìn)一步表明，故障葉片裂紋性質(zhì)為高周疲勞［6］。

1.3 表面檢查

利用掃描電子顯微鏡對(duì)故障葉片斷口疲勞源區(qū)附近表面進(jìn)行放大觀察，如圖5 所示，源區(qū)附近未見(jiàn)明顯的機(jī)械加工刀痕，也沒(méi)有明顯的損傷形貌，說(shuō)明裂紋的萌生與機(jī)械加工及外物損傷無(wú)關(guān)。

圖3 斷口源區(qū)形貌

圖4 斷口擴(kuò)展區(qū)疲勞輝紋和二次裂紋形貌

圖5 斷口源區(qū)附近表面形貌

圖6 斷口源區(qū)附近形貌

表1 斷口源區(qū)附近表面能譜分析結(jié)果(W%)

在背散射條件下觀察，斷口源區(qū)邊緣可見(jiàn)一些亮白色區(qū)域，如圖6 所示。對(duì)亮白區(qū)、非亮白區(qū)及耐磨塊分別進(jìn)行能譜分析，結(jié)果見(jiàn)表1。斷口源區(qū)邊緣的亮白區(qū)域的Co 和Mo 的含量明顯高于非亮白區(qū)及DZ17G 成分，應(yīng)為耐磨塊成分，這表明裂紋產(chǎn)生于耐磨塊與葉冠基體的交界部位。

為進(jìn)一步分析耐磨層對(duì)裂紋產(chǎn)生的影響，對(duì)故障低壓渦輪工作葉片另一側(cè)的葉冠取樣，經(jīng)打磨、拋光、腐蝕后檢查，耐磨塊尖部已進(jìn)入葉冠工作面與非工作面的轉(zhuǎn)角區(qū)域，如圖7 所示。

1.4 成分分析

對(duì)故障葉片基體進(jìn)行能譜分析，結(jié)果見(jiàn)表2，其主要合金元素的質(zhì)量分?jǐn)?shù)與技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的DZ17G 鎳基高溫合金成分［7］基本相符。

圖7 葉冠非斷口區(qū)轉(zhuǎn)角區(qū)域下表面低倍形貌

表2 葉片斷口能譜分析結(jié)果(W%)

1.5 金相組織檢查

在斷口附近區(qū)域取樣，對(duì)故障葉片進(jìn)行組織檢查，結(jié)果見(jiàn)圖8，未見(jiàn)明顯異常。

圖8 斷口區(qū)組織

1.6 硬度檢查

從故障葉片斷口附近區(qū)域取樣，進(jìn)行硬度測(cè)量，結(jié)果見(jiàn)表3，滿足標(biāo)準(zhǔn)要求。

表3 葉片斷口處硬度測(cè)試結(jié)果(維氏硬度)

2 應(yīng)力計(jì)算

在發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，低壓渦輪工作葉片受到離心載荷和振動(dòng)載荷的共同作用。離心載荷F 為作用在所考慮的徑向位置上沿徑向向外的離心力，其表達(dá)式為

其中:W 為葉片重力，單位為kg·F;g 為重力加速度;ω 為角速度;R 為半徑。

在計(jì)算最大應(yīng)力σmax時(shí)，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(shí)，σmax取主應(yīng)力中絕對(duì)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(dòng)可利用自由振動(dòng)微分方程來(lái)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，表示結(jié)構(gòu)的位移向量。

根據(jù)公式(1)、(2)和(3)，可得到低壓渦輪工作葉片葉冠工作面與非工作面的應(yīng)力分布情況，如圖9 所示。從中可以看出，葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)角部位的應(yīng)力最大，即該轉(zhuǎn)角處易形成應(yīng)力集中。

圖9 轉(zhuǎn)角區(qū)應(yīng)力分布圖

3 分析與討論

通過(guò)斷口宏觀分析可知，故障低壓渦輪工作葉片裂紋屬于疲勞裂紋，且疲勞起源于葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)接處的下角，呈單源特征;對(duì)斷口的微觀檢查可知，斷口的疲勞擴(kuò)展區(qū)存在清晰的疲勞輝紋，說(shuō)明故障葉片裂紋為振動(dòng)載荷導(dǎo)致的高周疲勞裂紋［8-9］。通過(guò)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(duì)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(biāo)準(zhǔn)要求，組織也未見(jiàn)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(wú)關(guān)。

通過(guò)對(duì)斷口疲勞源區(qū)附近表面進(jìn)行放大觀察可知，該部位無(wú)明顯機(jī)械加工痕跡和外物損傷，但是斷口源區(qū)邊緣存在耐磨塊成分，表明裂紋產(chǎn)生于耐磨塊與葉冠基體的交界部位，與加工和外物損傷無(wú)直接關(guān)系。

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(duì)應(yīng)的是發(fā)動(dòng)機(jī)的啟動(dòng)-停車循環(huán)，該載荷譜對(duì)應(yīng)故障葉片上的應(yīng)力為穩(wěn)態(tài)應(yīng)力，即離心應(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(duì)應(yīng)的則是作用在故障葉片上的振動(dòng)載荷σa。由于故障葉片裂紋為機(jī)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。由公式(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(jiàn)明顯異常，即σ-1和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(jiàn)明顯的冶金缺陷［10］，但是耐磨塊尖部進(jìn)入葉冠工作面與非工作面轉(zhuǎn)角應(yīng)力集中區(qū)會(huì)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(dòng)載荷σa有密切的關(guān)系。

通過(guò)對(duì)故障葉片葉冠外觀檢查可知，故障葉片裂紋產(chǎn)生的位置恰好為葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)角部位，根據(jù)應(yīng)力計(jì)算可知轉(zhuǎn)角處的應(yīng)力最大，同時(shí)該處又易形成應(yīng)力集中［11］。由于耐磨塊韌性很差，在堆焊過(guò)程中耐磨塊尖部進(jìn)入轉(zhuǎn)角部位，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。同時(shí)，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中，葉片將不可避免的受到振動(dòng)載荷σa的作用，也會(huì)促使疲勞裂紋的萌生。因此，以上兩個(gè)因素導(dǎo)致低壓渦輪工作葉片安全系數(shù)n下降，即葉片使用可靠性被大大降低了。

綜上所述，耐磨塊尖部進(jìn)入葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)角處的應(yīng)力集中區(qū)致使基體的抗疲勞性能下降是葉片產(chǎn)生疲勞裂紋的主要原因，葉片工作時(shí)產(chǎn)生的振動(dòng)載荷對(duì)疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展有促進(jìn)作用。

4 預(yù)防與改進(jìn)

對(duì)故障葉片的深入分析表明，耐磨塊尖部進(jìn)入葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)角區(qū)對(duì)本次低壓渦輪工作葉片出現(xiàn)裂紋故障起著重要作用。因此，為了提高低壓渦輪工作葉片的使用可靠性，避免類似的故障再次發(fā)生，應(yīng)針對(duì)該因素采取相應(yīng)的改進(jìn)措施［12-13］。

在對(duì)工作面進(jìn)行耐磨塊堆焊的時(shí)候，控制焊接區(qū)域與葉冠工作面與非工作面轉(zhuǎn)角處的尺寸，避免耐磨塊進(jìn)入葉冠工作面與非工作面轉(zhuǎn)角處，如圖10 所示;在葉片加工過(guò)程中，確保葉冠工作面和非工作面交接處的棱邊圓滑，以降低應(yīng)力集中［14-15］。低壓渦輪工作葉片耐磨塊焊接工藝根據(jù)上述建議改進(jìn)后，在隨后的長(zhǎng)時(shí)間試車中，再無(wú)類似的故障發(fā)生。

圖10 葉冠工作面與非工作面轉(zhuǎn)角區(qū)域下表面低倍形貌

5 結(jié)論

(1)低壓渦輪工作葉片裂紋為疲勞裂紋，疲勞起源于葉片葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)接處的下角，呈單源特征;

(2)耐磨塊尖部進(jìn)入葉冠工作面和非工作面轉(zhuǎn)角處的應(yīng)力集中區(qū)，是導(dǎo)致其過(guò)早萌生疲勞裂紋的主要原因;

(3)葉片受到的振動(dòng)載荷對(duì)疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展有促進(jìn)作用;

(4)故障葉片裂紋的產(chǎn)生與葉片的材質(zhì)無(wú)關(guān)。

（References）：

［1］陶春虎，鐘培道，王仁智，等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)部件的失效和預(yù)防［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，2001.

［2］傅國(guó)如，禹澤民，王洪偉.航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片常見(jiàn)失效模式的特點(diǎn)與規(guī)律［J］.失效分析與預(yù)防，2006，1(1):18-24.

［3］劉慶.某型發(fā)動(dòng)機(jī)二級(jí)導(dǎo)向器葉片變形和裂紋分析［J］.材料工程，1999(1):11-14.

［4］彭秀云.WZ8 發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片碰摩故障診斷與分析［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2006，32(3):44-47.

［5］上海交通大學(xué)《金屬斷口分析》編寫(xiě)組.金屬斷口分析［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，1979.

［6］孟立輝.某型發(fā)動(dòng)機(jī)架疲勞斷裂分析與對(duì)策［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2010，36(6):39-42.

［7］工程材料實(shí)用手冊(cè)編輯委員會(huì).工程材料實(shí)用手冊(cè)［M］.北京:中國(guó)標(biāo)準(zhǔn)出版社，2001.

［8］袁新泉，錢友榮，田永江.航空機(jī)械失效案例選編［M］.北京:科學(xué)出版社，1988.

［9］趙萍，何清華，楊治國(guó).航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞斷裂研究領(lǐng)域與方法概述［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2009，35(3):58-61.

［10］劉新靈，周家盛，鐘培道.某發(fā)動(dòng)機(jī)III 級(jí)渦輪葉片斷裂失效分析［J］.機(jī)械工程材料，2005，29(8):67-70.

［11］張棟.機(jī)械失效的實(shí)用分析［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，1997.

［12］張衛(wèi)方，劉慶瑔，陶春虎，等.鈦合金損傷與預(yù)防的研究進(jìn)展［J］.材料工程，2003(增刊):21-25.

［13］陶春虎，劉新靈.航空發(fā)動(dòng)機(jī)材料和工藝的安全性評(píng)估［J］.失效分析與預(yù)防，2007，2(4):14-20.

［14］Murakami Y，Yokoyama N N，Nagata J.Mechanism of fatigue in ultra-long life regime［J］.Fatigue ＆Fracture of Engineering Materials ＆ Structures，2002，25(8-9):735-746.

［15］佟文偉，王理，張開(kāi)闊，等.某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)散熱器支架斷裂失效分析［J］.航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2011，37(6):43-44.