某型發動機燃燒室外套搭接滾焊縫裂紋對使用壽命的影響

祁圣英，鄭 濤，楊 俊

（空軍西安局某軍代表室，西安 710021）

1 引言

在某型發動機完成階段壽命返廠大修過程中，發現多臺發動機燃燒室外套兩端搭接滾焊縫處存在裂紋。為了確保產品質量，對新外套進行了熒光探傷檢查，又發現了部分新生產的外套存在裂紋。為此，從設計、工藝、人員、設備、原材料和焊接操作等方面，對搭接滾焊縫裂紋進行了冶金和有限元強度分析、焊縫裂紋擴展壽命、試片疲勞和全壽命疲勞試驗等，開展了搭接滾焊縫裂紋故障對燃燒室外套使用壽命的影響研究。

2 故障件冶金分析

2.1 結構簡介

燃燒室外套主要由前、后安裝邊和筒體組成，其材料均為1Cr18Ni9Ti。筒體含3條縱向焊縫，采用對接焊結構，前、后安裝邊與筒體采用搭接滾焊結構如圖1所示。

燃燒室外套前端內徑φ=1355 mm，搭接段內徑φ1=1360 mm，搭接段壁厚3 mm；外套筒壁厚為3 mm,搭接長度L1=16 mm焊縫寬度9 mm。

2.2 冶金分析

對5臺大修故障外套進行了解剖和冶金檢查，包括使用壽命600 h的外套3件，300 h的2件。通過對焊縫處裂紋的宏觀檢查、裂紋斷口宏微觀觀察以及焊縫處的金相組織檢查，發現搭接滾焊縫內壁表面焊道內存在微裂紋，裂紋宏觀形貌如圖2所示。裂紋方向與焊縫走向垂直，裂紋短小呈斷續分布，形態似魚鱗。靠近表面處的裂紋斷口形貌為沿晶斷裂特征，未見夾雜等冶金缺陷。斷口中部為沿晶斷裂特征，存在大量的沿晶2次裂紋。在裂紋沿晶區與人工打開區的分界處存在約60 μm的疲勞區（如圖3所示），并存在大量的疲勞條帶（如圖4所示）。5件外套裂紋最大深度為0.23～0.60 mm。雖然內壁有燃氣腐蝕坑，但斷口未見腐蝕性介質，且裂紋位置與腐蝕坑不對應，表明裂紋萌生與內表面腐蝕坑無關。顯微組織均為奧氏體，屬1Cr18Ni9Ti正常組織。對裂紋斷口和表面進行能譜分析,斷口處和表面成分未見明顯差異,內表面和斷口面均有氧化現象,未見明顯腐蝕性元素存在。

由此得出冶金結論為：

（1）燃燒室外套焊縫處裂紋性質為沿晶裂紋，裂紋總深度約為0.60 mm；

（2）該裂紋的形成與材質、腐蝕和外物損傷無關，為焊接熱應力裂紋；

（3）該裂紋的沿晶區末端存在疲勞擴展區，深度為 60～137μm。

3 有焊接裂紋燃燒室外套的剩余壽命

帶有焊接裂紋燃燒室外套的剩余壽命能否滿足裝配的實際使用需求，將直接影響發動機外場使用的安全性。為此，從有限元應力計算、焊縫裂紋擴展壽命分析、試片疲勞試驗以及全壽命疲勞試驗驗證方面進行研究，來驗證燃燒室外套工作的可靠性。

3.1 應力計算

計算目標：發動機首翻工作600 h的裂紋擴展量；裂紋擴展穿透（3 mm）套筒壁之前的裂紋擴展壽命，或裂紋擴展至臨界裂紋尺寸時的裂紋擴展壽命，取二者的較小值。

3.1.1 裂紋尺寸計算

在燃燒室外套筒前端內表面位于滾焊縫處出現多條（扁）半橢圓表面裂紋，最深0.6 mm，表面長9 mm（約為焊縫寬度），方向為軸向，裂紋間距約5 mm。

3.1.2 有限元建模計算

計算使用ANSYS有限元計算軟件，采用SOLID95單元，對整個外套劃分網格，建模中為簡化忽略了非關鍵部位的倒圓，其3°實體扇段模型如圖5所示。為模擬焊縫，圖5中2實體連接寬度為焊縫寬度9 mm，模型寬度方向約為35.5 mm。

3.1.3 主要載荷分析

燃燒室外套承受的主要載荷采用以前的實測數據：內壓力Pin=0.066kg/mm2；外壓力Pout=0.01kg/mm2；扭矩：M=63661N·m；軸向力Fa=266.3kN,外套內徑R′=677mm,壁厚t=3mm。

軸向力平均應力

平均剪切應力

外套內壓差為P=0.056 kg/mm2，由此對外套筒壁產生的平均周向應力

通過對外套筒壁裂紋受力分析可知，周向應力為其主要應力分量。在有限元計算時，由于采用扇段對稱模型，不便于施加剪切應力，因此采用增大內、外壁氣壓差P的方式，近似考慮剪切應力在周向應力疊加的效果。將剪切應力轉換為主應力方向，其第1主應力σ1=τ，方向為45°。取偏苛刻情況，將σ1=τ疊加到周向，計算時修正后的內壁施加的壓力面載荷為

取上述內壓差載荷為峰值載荷，載荷譜近似取脈動三角波。

3.1.4 計算結果

根據扇段對稱條件，在圖5模型里、外2個對稱面上施加對稱位移邊界條件，左右兩端面除剛體位移約束外，未加其他約束，該模型模擬的是1周均勻分布有60個同尺寸裂紋的情況，比在左端面全約束，在右端面施加法向約束的結果偏于安全。燃燒室外套扇段有限元第1主應力計算結果如圖6所示。在外套雙層壁滾焊處，其第1主應力約為79 MPa，而在右側的單層壁處第1主應力為98～158 MPa，其平均值與前面周向應力分析結果（128 MPa）相當，偏于安全。

3.2 燃燒室外套焊接裂紋擴展壽命計算

假設在內、外壁焊接的搭接處存在1條長9 mm、深0.6 mm的初始橢圓表面裂紋，橢圓中心距離左端面30 mm（在滾焊縫上），計算其裂紋擴展壽命。

根據應力強度因子普遍表達式

式中：對應長而淺的表面裂紋，β為裂紋狀態修正系數，取值為1.1；a為裂紋深度；σ為裂紋所處均勻應力場大小。根據有限元應力分析結果，若認為焊接處應力場近似均勻，其大小為79 MPa，則可初步估算其應力強度因子

在搭接處實際為非均勻應力場，獲取更精確的應力強度因子值需要有限元計算。裂紋前緣等效應力云圖如圖7所示。

最大應力強度因子隨裂紋擴展深度變化如圖8所示。從圖中可見，隨著裂紋的擴展，裂紋應力強度因子不斷增大，但裂紋擴展長度小于2 mm前，裂紋應力強度因子均小于7。根據1Cr18Ni9Ti在常溫下的Paris裂紋擴展公式（其擴展速率如圖9所示）

可計算其裂紋擴展壽命隨裂紋擴展深度曲線，其結果如圖10所示。需要說明，由于圖9中應力強度因子均大于10，因此在計算裂紋擴展壽命時采用了外插。

由此得出結論：

（1）發動機工作600 h時，燃燒室外套筒內壁裂紋擴展量為0.00022 mm；

（2）裂紋從0.6 mm擴展至2.6 mm時，燃燒室外套筒內壁裂紋擴展壽命為2.51×106循環，此時的最大應力強度因子為6.8 MPa·,該材料的條件斷裂韌性KQ≥40 MPa·，如圖9所示。因此，該裂紋仍具有較大的穩態裂紋擴展壽命。

3.3 試片疲勞試驗

試片疲勞試驗在MTS 810電液伺服疲勞試驗機上進行。試樣取自故障外套，其中5件試樣的滾焊縫有裂紋，另外5件試樣的滾焊縫沒有裂紋。試樣形狀如圖11所示。

試驗參數：

試驗溫度為室溫；σmax＝400、300、200 MPa；應力比R=0.1。

循環頻率f=15；循環波形為正弦波；加載方式為軸向拉伸。

試驗數據見表1。

表1 某燃燒室外套滾焊縫試樣疲勞試驗結果

試驗結論為：

（1）所有試樣疲勞斷裂位置均相同，處于焊接熱影響區；

（2）滾焊縫有無裂紋試樣的疲勞壽命無明顯差異。

3.4 全壽命疲勞試驗

選取新生產燃燒室外套，在試驗器上進行了2000 h的全壽命疲勞試驗（全壽命為1600 h），未發現異常，故認為其符合發動機全壽命的循環次數(11300次)的循環疲勞試驗的考核要求。對該外套兩端搭接滾焊縫進行了熒光檢查發現，在焊縫內表面有2處裂紋。復膜檢查發現裂紋為沿晶擴展，其性質與解剖的5件故障外套的相同。解剖該外套2處裂紋部位并進行了冶金斷口分析可知，原始裂紋為沿晶特征，沿晶區末端存在疲勞擴展現象，擴展區深度約為80 μm。該外套經過2000 h的疲勞試驗后，沒有失效。

4 結論

通過上述分析，得出的結論為：深度為0.6 mm的焊縫裂紋擴展至2.6 mm時（外套筒壁厚3.0 mm），燃燒室外套筒內壁裂紋擴展壽命為2.51×106循環，遠高于發動機全壽命1600 h的11300次循環疲勞試驗的考核要求，此時裂紋仍具有較大的穩態裂紋擴展壽命。在充分考慮安全儲備的條件下，搭接滾焊縫帶裂紋的燃燒室外套，可以在全壽命周期安全使用。

本文提出的壽命研究方案，可以推廣應用于其它航空發動機同類故障研究分析。

[1]姚衛星.結構疲勞壽命分析[M].北京：國防工業出版社，2003.

[2]呂文林.航空發動機強度計算[M].北京：國防工業出版社,1988.

[3]楊慶雄.局部應力應變法壽命計算中材料疲勞特性選用的評論[C].山東：第五屆全國疲勞學術會議論文集，1991:230-235.