高志坤，遲慶新，卜嘉利

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015）

0 引言

渦輪后機(jī)匣是航空發(fā)動(dòng)機(jī)后部的重要承力部件，主要由內(nèi)環(huán)（輪轂）、支板和外機(jī)匣3部分組成。目前，渦輪后機(jī)匣通常選用K4169高溫合金鑄造，該合金是1種耐熱、耐腐蝕、真空熔煉沉淀強(qiáng)化的鑄造鎳基高溫合金，在很寬的中、低溫度范圍內(nèi)具有較高的強(qiáng)度和塑性，以及優(yōu)良的耐腐蝕性能。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)整體鑄造出一批高溫合金渦輪后機(jī)匣，但對(duì)大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)件整體鑄造的基礎(chǔ)技術(shù)問(wèn)題沒(méi)有開(kāi)展過(guò)深入系統(tǒng)的試驗(yàn)研究，關(guān)鍵技術(shù)沒(méi)有取得根本突破，鑄件合格率不高，大型復(fù)雜高溫合金空心斜支板渦輪機(jī)匣的整體精鑄技術(shù)已成為中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)研制需要攻克的關(guān)鍵技術(shù)之一。此外，內(nèi)環(huán)與外機(jī)匣徑向跨度大，在承受軸向力的同時(shí)還需滿足熱變形協(xié)調(diào)性和剛性的要求，一旦承力框架上產(chǎn)生裂紋，將對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作安全產(chǎn)生嚴(yán)重影響[1-3]。而且，截止目前，國(guó)內(nèi)整體鑄造渦輪后機(jī)匣的工程使用經(jīng)驗(yàn)積累不多，對(duì)鑄件的冶金質(zhì)量、冷熱加工工藝及其對(duì)鑄件疲勞性能的影響研究很少開(kāi)展。

本文通過(guò)對(duì)K4169高溫合金整體鑄造渦輪后機(jī)匣支板在試車(chē)后出現(xiàn)的裂紋的性質(zhì)和失效模式進(jìn)行分析，揭示了裂紋的成因，并提出改進(jìn)建議。

1 試驗(yàn)與結(jié)果

1.1 宏觀檢查

故障機(jī)匣裂紋的宏觀形貌如圖1所示。機(jī)匣表面呈金黃色，裂紋位于支板與內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)接處，呈“幾”字形。

圖1 故障機(jī)匣裂紋的宏觀形貌

將裂紋斷口打開(kāi)，其宏觀形貌如圖2所示。斷口大部分呈金黃色，局部發(fā)灰，表面粗糙、起伏較大，裂紋處機(jī)匣壁厚約2.0 mm。斷口表面隱約可見(jiàn)疲勞弧線和放射棱線，表明裂紋為疲勞屬性，由其延展方向可判斷疲勞起源于支板與內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)接處的外表面。

圖2 故障機(jī)匣裂紋斷口的宏觀形貌

1.2 斷口微觀分析

通過(guò)掃描電鏡對(duì)斷口進(jìn)行觀察，發(fā)現(xiàn)其上存在由表面深入基體內(nèi)部的裂紋，裂紋開(kāi)口寬度不連續(xù)，內(nèi)壁圓潤(rùn)、光滑，應(yīng)為鑄造冷隔缺陷，放射棱線主要匯聚于該缺陷中，表明其對(duì)疲勞裂紋的萌生起主要促進(jìn)作用（如圖 3（a）所示）；放大觀察，缺陷附近斷口還可見(jiàn)河流花樣特征，匯聚于亞表面多個(gè)區(qū)域，該處距離表面約0.1 mm，主要呈氧化顆粒形貌（如圖3（b）所示），表明該處也為疲勞源，裂紋斷口為多源疲勞起始；擴(kuò)展區(qū)在高倍電鏡下可見(jiàn)細(xì)膩的疲勞條帶（如圖3（c）所示），說(shuō)明裂紋斷口擴(kuò)展應(yīng)力不大[4-5]。

圖3 斷口微觀形貌

1.3 成分分析

對(duì)故障后機(jī)匣基體、裂紋斷口源區(qū)和擴(kuò)展區(qū)進(jìn)行能譜分析，結(jié)果見(jiàn)表1。從表中可見(jiàn)，故障渦輪后機(jī)匣基體成分符合標(biāo)準(zhǔn)要求；疲勞源區(qū)域氧含量較附近擴(kuò)展區(qū)的明顯偏高，表明其氧化程度較擴(kuò)展區(qū)的嚴(yán)重[6]。

1.4 組織檢查

取故障渦輪后機(jī)匣裂紋附近表面、截面、機(jī)械加工面和基體制備金相試樣，將試樣打磨、腐蝕后觀察其顯微組織形貌，如圖4所示。故障渦輪后機(jī)匣裂紋附近晶粒較粗大，直徑約為2.0～4.0 mm；疲勞裂紋起源處存在深約100μm的細(xì)晶層（晶粒直徑約為5～30μm）；而裂紋附近原始機(jī)械加工表面未見(jiàn)細(xì)晶層；基體組織可見(jiàn)碳化物和針狀δ相，未見(jiàn)異常。

1.5 力學(xué)性能測(cè)試

對(duì)試樣進(jìn)行室溫拉伸性能測(cè)試，其結(jié)果見(jiàn)表2。從表中可見(jiàn)，故障機(jī)匣室溫拉伸性能符合標(biāo)準(zhǔn)要求。

表2 故障機(jī)匣室溫拉伸性能

為分析故障渦輪后機(jī)匣細(xì)晶層形成原因，選取1塊模擬斜支板承力框架澆注工藝的試驗(yàn)料（與裂紋位置相對(duì)應(yīng)）進(jìn)行模擬試驗(yàn)。首先檢查試驗(yàn)料鑄態(tài)下的金相組織（如圖5（a）所示），合金表面沒(méi)有發(fā)現(xiàn)細(xì)晶組織，證明細(xì)晶層不是鑄造時(shí)產(chǎn)生的；切取部分試驗(yàn)料，按故障渦輪后機(jī)匣熱等靜壓制度進(jìn)行熱模擬試驗(yàn)，之后對(duì)其進(jìn)行組織分析，此時(shí)表面產(chǎn)生了1層細(xì)晶組織，如圖5（b）所示。上述試驗(yàn)及對(duì)機(jī)匣熱工藝過(guò)程分析表明，故障渦輪后機(jī)匣表面細(xì)晶層是在鑄件熱等靜壓工序產(chǎn)生的表面再結(jié)晶層。

圖5 模擬試驗(yàn)中試驗(yàn)料的組織形貌

1.6 再結(jié)晶層對(duì)疲勞特性影響分析

1.6.1 試驗(yàn)方法

從故障渦輪后機(jī)匣取板狀試樣，主要工藝為線切割、磨、鏜孔、拋光等。試樣的表面狀態(tài)分為2種，1種是保留原始鑄造表面（寬邊存在細(xì)小再結(jié)晶層），另1種是通過(guò)磨削去除再結(jié)晶層，并使其厚度盡可能與帶原始鑄造表面的試樣一致。對(duì)試樣分別進(jìn)行室溫和550℃下的疲勞試驗(yàn)，均采用應(yīng)力控制，應(yīng)力比為δ＝0.1，在室溫下最大應(yīng)力分別選取640、783 MPa，在550℃下最大應(yīng)力為640 MPa。

1.6.2 試驗(yàn)結(jié)果

再結(jié)晶層對(duì)疲勞壽命的影響如圖6所示。從圖中可見(jiàn)，在室溫下可見(jiàn)隨著應(yīng)力的增大，有、無(wú)再結(jié)晶層試樣的循環(huán)周次都呈下降趨勢(shì)；與去除再結(jié)晶層的試樣相比，有再結(jié)晶層試樣的疲勞壽命較短，并且結(jié)果較分散，說(shuō)明鑄件熱等靜壓工藝產(chǎn)生的細(xì)小再結(jié)晶層對(duì)其抗疲勞性能有不利影響；在本試驗(yàn)條件下，若去除再結(jié)晶層，可使試樣在達(dá)到同樣疲勞壽命時(shí)的最大應(yīng)力提高約20%。

圖6 再結(jié)晶層對(duì)疲勞壽命的影響

在應(yīng)力相同的條件下，隨著溫度的升高，有、無(wú)再結(jié)晶層試樣的循環(huán)周次都呈下降趨勢(shì)，且有再結(jié)晶層試樣的疲勞壽命低于去除再結(jié)晶層試樣的，進(jìn)一步說(shuō)明再結(jié)晶層對(duì)機(jī)匣抗疲勞性能有不利影響。

疲勞試樣斷口及裂紋形貌如圖7所示。從圖中可見(jiàn)，放射棱線匯聚于再結(jié)晶層（厚度約為50μm），說(shuō)明疲勞裂紋萌生于該區(qū)域；放大觀察，疲勞裂紋以解理小平面和滑移特征萌生于再結(jié)晶層與基體結(jié)合處；擴(kuò)展區(qū)主要呈河流花樣和滑移平面特征，局部類(lèi)似于“單晶”疲勞裂紋擴(kuò)展特征[7]，這應(yīng)與機(jī)匣晶粒粗大有關(guān)；裂紋截面組織形貌進(jìn)一步說(shuō)明疲勞裂紋萌生于再結(jié)晶層與基體結(jié)合區(qū)域。

圖7 疲勞試樣斷口及組織形貌

2 失效原因分析

通過(guò)對(duì)故障渦輪后機(jī)匣裂紋斷口檢查與分析可知：故障斜支板渦輪后機(jī)匣裂紋性質(zhì)為疲勞，起源于支板與內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)接處外表面。

2.1 鑄造冷隔缺陷

起源于鑄造冷隔缺陷的疲勞裂紋是由于澆注液熔合不良，在鑄件表面形成類(lèi)似裂紋狀的邊緣帶有圓角的縫隙。在通常情況下，鑄件驗(yàn)收標(biāo)準(zhǔn)不允許零件中存在冷隔缺陷，其形成主要與澆注中斷、澆注溫度低、鑄件設(shè)計(jì)壁厚薄、型腔內(nèi)排氣不暢等有關(guān)[8-9]。該缺陷破壞了材料內(nèi)部的連續(xù)性，不僅降低了后機(jī)匣靜強(qiáng)度儲(chǔ)備，還使局部的高應(yīng)力（σmax）應(yīng)力集中，缺陷形狀越尖銳，材料的強(qiáng)度越高，塑性越低，應(yīng)力集中系數(shù)也就越大，從而大大降低后機(jī)匣整體抗疲勞強(qiáng)度。加之發(fā)動(dòng)機(jī)試車(chē)過(guò)程中不可避免存在振動(dòng)，在振動(dòng)應(yīng)力的作用下，促使故障斜支板渦輪后機(jī)匣在原始鑄造冷隔缺陷處過(guò)早萌生疲勞裂紋。多源萌生于亞表面（距離表面約0.1 mm）的疲勞裂紋，其氧化顆粒特征區(qū)域與組織分析可知的深約0.1 mm的細(xì)晶層相對(duì)應(yīng)，且能譜分析表明該氧化顆粒特征區(qū)域氧化較附近擴(kuò)展區(qū)的明顯嚴(yán)重，說(shuō)明細(xì)晶層在工作過(guò)程中首先發(fā)生開(kāi)裂、隨后開(kāi)裂處氧化，繼而在振動(dòng)應(yīng)力作用下，疲勞裂紋在該處過(guò)早萌生。

2.2 再結(jié)晶層影響

由故障后機(jī)匣組織分析和模擬試驗(yàn)可見(jiàn)：細(xì)晶層并非是故障渦輪后機(jī)匣在工作過(guò)程中形成的，而是在熱等靜壓工藝后產(chǎn)生的細(xì)小再結(jié)晶層（晶粒直徑約為5～30μm）。目前，未見(jiàn)國(guó)內(nèi)外關(guān)于再結(jié)晶對(duì)鑄造等軸晶部件性能影響及其裂紋萌生機(jī)制方面的研究，只是在再結(jié)晶對(duì)定向或單晶高溫合金的力學(xué)性能影響方面有少量技術(shù)資料[10-14]。依據(jù)本試驗(yàn)條件下再結(jié)晶對(duì)構(gòu)件疲勞特性的影響結(jié)果可知，無(wú)論是在室溫還是在550℃下，有再結(jié)晶層試樣的疲勞壽命均低于無(wú)再結(jié)晶層試樣的，說(shuō)明細(xì)小再結(jié)晶層的確降低了鑄件的抗疲勞性能；從對(duì)疲勞試樣斷口和裂紋組織分析上同樣可知，疲勞裂紋萌生于再結(jié)晶層與基體結(jié)合區(qū)域，也進(jìn)一步說(shuō)明細(xì)小再結(jié)晶層對(duì)故障渦輪后機(jī)匣的抗疲勞性能有不利影響，促使疲勞裂紋過(guò)早萌生。為解釋這一現(xiàn)象，認(rèn)為故障部位渦輪后機(jī)匣壁厚（約為2.0 mm）與該部位基體晶粒（直徑約為2.0～4.0 mm）尺寸相當(dāng)，機(jī)匣截面局部可以簡(jiǎn)化成定向或單晶高溫合金。由于再結(jié)晶層的承載能力低，且再結(jié)晶材料的力學(xué)性能、彈性模量等與基體材料的差異很大，在承載時(shí)由于變形不協(xié)調(diào)使故障部位再結(jié)晶區(qū)與基體材料界面處產(chǎn)生很大的應(yīng)力集中，并使再結(jié)晶區(qū)與基體材料的界面處應(yīng)力顯著增大，促使故障渦輪后機(jī)匣在再結(jié)晶區(qū)與基體材料界面區(qū)域過(guò)早出現(xiàn)損傷并誘發(fā)疲勞裂紋萌生。

2.3 晶粒粗大影響

此外，故障渦輪后機(jī)匣未超溫使用（基體組織正常），循環(huán)應(yīng)力水平不高（擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶細(xì)密），但故障部位晶粒（直徑約為2.0～4.0 mm）粗大，斷面等軸晶比例低，當(dāng)塑性變形從1個(gè)晶粒傳播到相鄰晶粒時(shí)，由于晶界少而導(dǎo)致晶界阻力減小，穿過(guò)晶界就比較容易；晶粒粗大，還使同時(shí)開(kāi)動(dòng)的晶內(nèi)位錯(cuò)和增值位錯(cuò)率降低，塑性變形不均勻，又使擴(kuò)展裂紋穿過(guò)晶界進(jìn)入相鄰晶粒并改變方向的頻率減值，消耗能量減少，促使故障渦輪后機(jī)匣裂紋萌生與擴(kuò)展。周瑞發(fā)等研究鎳基高溫合金GH33時(shí)，對(duì)不同晶粒度的疲勞性能進(jìn)行比較。同樣發(fā)現(xiàn)晶粒越細(xì)小，疲勞壽命越長(zhǎng)，且在較小的晶粒度等級(jí)，晶粒大小對(duì)疲勞性能的影響越明顯，直徑小于l mm的晶粒展示出明顯提高的疲勞壽命。同時(shí)，有研究表明[15]：在室溫及700℃、非大應(yīng)力（超出機(jī)匣設(shè)計(jì)值）狀態(tài)下，K4169合金細(xì)晶（晶粒直徑約為0.1 mm）的疲勞性能均優(yōu)于粗晶（晶粒直徑約為3.8 mm）的；高溫持久性能細(xì)晶比粗晶高出1/3。由此可知，故障機(jī)匣基體粗大晶粒組織對(duì)其使用性能不利，可通過(guò)添加細(xì)化劑等工藝改進(jìn)細(xì)化基體晶粒，從而提高其綜合性能。

3 結(jié)論

（1）故障斜支板渦輪后機(jī)匣裂紋為疲勞性質(zhì)，疲勞起源于支板與內(nèi)環(huán)轉(zhuǎn)接處外表面；

（2）鑄造冷隔缺陷、細(xì)小再結(jié)晶層和基體晶粒粗大是促使渦輪后機(jī)匣過(guò)早疲勞開(kāi)裂的主要原因；

（3）可采用提高澆注溫度、增強(qiáng)澆注液流動(dòng)性等措施排除冷隔等原始鑄造缺陷，通過(guò)添加細(xì)化劑等工藝使后機(jī)匣基體晶粒細(xì)化，避免熱等靜壓工藝產(chǎn)生細(xì)小再結(jié)晶層等措施提高斜支板渦輪后機(jī)匣整體抗疲勞性能。

希望此次故障能引起相關(guān)科研人員對(duì)整體鑄造機(jī)匣驗(yàn)收質(zhì)量的高度重視，加強(qiáng)設(shè)計(jì)制造一體化技術(shù)，為今后整體鑄造渦輪后機(jī)匣的可靠應(yīng)用提供重要的技術(shù)保障。