壓氣機(jī)整流導(dǎo)向葉片開裂故障分析

熊 勇，李永斌，陳昌達(dá)，吳 萍，李 巍

（貴州黎陽(yáng)航空動(dòng)力有限公司1.特種檢測(cè)中心；2.質(zhì)量管理部，平壩561102）

0 引 言

壓氣機(jī)是渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件，主要由機(jī)匣、轉(zhuǎn)子葉片和整流導(dǎo)向葉片三大部分組成，其質(zhì)量直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能及穩(wěn)定性。轉(zhuǎn)子葉片是發(fā)動(dòng)機(jī)上的關(guān)鍵零件之一，數(shù)量多、葉身薄，由于工作環(huán)境復(fù)雜及工作時(shí)高速旋轉(zhuǎn)，使其成為故障率最高的零件之一［1－4］。整流導(dǎo)向葉片型面相對(duì)簡(jiǎn)單，數(shù)量較多，可以用各種形式的榫頭直接固定在機(jī)匣內(nèi)壁的特形環(huán)槽內(nèi)。它與機(jī)匣的連接要保證傳力可靠，良好的定位、密封和熱補(bǔ)償。

近年來(lái)，鈦合金的發(fā)展越來(lái)越成熟，加之鈦合金具有較寬的工作溫度范圍、高比強(qiáng)度和良好的耐腐蝕性，在航空、航天領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。如蘇－27型飛機(jī)上鈦合金零件的質(zhì)量約占飛機(jī)總質(zhì)量的15%，F(xiàn)22型飛機(jī)則已達(dá)到了40%左右，我國(guó)先進(jìn)軍用飛機(jī)上也使用了大量鈦合金材料［5－7］。某發(fā)動(dòng)機(jī)TC11合金壓氣機(jī)整流導(dǎo)向葉片在工作570～600h后，在葉片的下安裝板R（倒圓半徑）附近出現(xiàn)了5起開裂故障。為找到裂紋產(chǎn)生的原因，防止故障再次發(fā)生，作者對(duì)開裂葉片進(jìn)行了檢查分析，并提出了相應(yīng)的改進(jìn)措施。

1 理化檢驗(yàn)及結(jié)果

1.1 葉片外觀

故障葉片的結(jié)構(gòu)見圖1，裂紋位于葉片下安裝板的轉(zhuǎn)接倒圓附近，呈穿透性特征，其典型形貌見圖2。與整流環(huán)上的其它葉片相比，故障葉片有兩個(gè)特點(diǎn)。其一，結(jié)構(gòu)不同，故障葉片上有兩個(gè)用于與相鄰葉片固定的安裝孔，而其它葉片只有一個(gè)，且安裝孔附近均有明顯的打磨痕跡；其二，安裝位置不同，故障葉片的安裝位置比其它葉片的要低一些，見圖3。葉片的下安裝板和上軸頸邊緣較平直，無(wú)倒圓痕跡。

1.2 斷口宏觀形貌

人為打開裂紋后進(jìn)行斷口觀察可見，裂紋起源于進(jìn)氣邊一側(cè)，先以一定的角度沿下安裝板深度方向擴(kuò)展，擴(kuò)展到一定程度后，再以一定的角度斜向表面擴(kuò)展，直至貫穿壁厚，其擴(kuò)展示意如圖4所示。從圖5可見，原始斷口整體有一定的起伏，呈灰色，局部呈灰亮色；在擴(kuò)展區(qū)的多處位置均可見明顯的疲勞弧線特征，從疲勞弧線的擴(kuò)展方向及收斂特征可以看出，裂紋源區(qū)位于進(jìn)氣邊一側(cè)，呈點(diǎn)源特征，裂紋源區(qū)的棱角尖銳，存在應(yīng)力集中。

1.3 斷口SEM形貌

采用蔡司EVO 60型掃描電鏡對(duì)裂紋斷口進(jìn)行觀察，整個(gè)斷口上大部分區(qū)域比較光滑，有磨損的痕跡。裂紋起源位置未見材料缺陷，如圖6所示。從圖7，8斷口裂紋擴(kuò)展區(qū)中可見疲勞弧線特征，但沒有發(fā)現(xiàn)疲勞條帶，這可能與鈦合金本身的組織結(jié)構(gòu)特征和葉片工作受力形式有關(guān)。

圖8 裂紋擴(kuò)展區(qū)的典型形貌Fig.8 Typical morphology of crack propagation area

1.4 化學(xué)成分

在葉身部位取樣后進(jìn)行化學(xué)成分分析，結(jié)果見表1。可見，葉片的成分符合GB／T 3620.1—2007《鈦及鈦合金牌號(hào)和化學(xué)成分》和GB／T 3620.2—2007《鈦及鈦合金加工產(chǎn)品化學(xué)成分允許偏差》中對(duì)TC11合金的技術(shù)要求。

1.5 力學(xué)性能

對(duì)該批次的原始棒材進(jìn)行力學(xué)性能測(cè)試，由表2和表3可見，該批材料的力學(xué)性能符合HB 5263—1995《TC11壓氣機(jī)盤模鍛件》的要求。

表1 故障葉片的化學(xué)成分（質(zhì)量分?jǐn)?shù)）Tab.1 Chemical composition of failed vane（mass）%

表2 同批次原始棒材的室溫力學(xué)性能Tab.2 Mechanical properties of the same batch of original bar at room temperature

表3 同批次原始棒材的高溫力學(xué)性能Tab.3 Mechanical properties of the same batch of original bar at high temperature

2 開裂原因分析

2.1 裂紋的性質(zhì)

裂紋為貫穿性的開口缺陷，斷口上有明顯的疲勞弧線特征，因此葉片上的裂紋為疲勞裂紋。裂紋源區(qū)未見冶金缺陷，葉片的成分符合要求，同批次棒材的力學(xué)性能合格，由此可以確定葉片的材質(zhì)正常，裂紋的萌生與材質(zhì)無(wú)關(guān)。裂紋源區(qū)呈點(diǎn)源特征，裂紋擴(kuò)展較充分，在裂紋擴(kuò)展區(qū)的多處位置均可見明顯的疲勞弧線特征，葉片的工作時(shí)間較長(zhǎng)（570～600h），以上特點(diǎn)說(shuō)明疲勞裂紋的起始應(yīng)力和擴(kuò)展應(yīng)力都較小。

2.2 裂紋產(chǎn)生的原因

與結(jié)構(gòu)鋼、不銹鋼和高溫合金相比，鈦合金對(duì)表面損傷和缺陷有更大的敏感性，表面污染、劃傷、轉(zhuǎn)接倒圓R尺寸等因素均會(huì)對(duì)疲勞裂紋的萌生和擴(kuò)展產(chǎn)生重要影響。表4是TC6材料R尺寸與疲勞裂紋產(chǎn)生時(shí)間的關(guān)系［8］。故障葉片的下安裝板和上軸頸的邊緣較平直，無(wú)倒圓痕跡，在點(diǎn)源附近的棱角尖銳，存在應(yīng)力集中；另外，裝配時(shí)為了保證裝配間隙要求，會(huì)對(duì)下安裝板凸耳部分及下安裝板厚度方向進(jìn)行修配，修配后葉片的下安裝板表面質(zhì)量變差，易形成尖邊銳角、加工流痕、劃傷、斑點(diǎn)等，導(dǎo)致局部應(yīng)力集中。應(yīng)力集中的存在，會(huì)變相地降低應(yīng)力集中點(diǎn)附近的抗拉強(qiáng)度，使得微裂紋容易在這些位置萌生。

表4 TC6合金R尺寸與疲勞裂紋產(chǎn)生時(shí)間的關(guān)系Tab.4 The relation between Rsize and emerging time of fatigue crack for TC6material

故障葉片與其它葉片的結(jié)構(gòu)及安裝位置明顯不同，這種不同會(huì)造成葉片在工作過(guò)程中受力的特殊性，導(dǎo)致裂紋在該葉片的下安裝邊多次萌生。通過(guò)振動(dòng)計(jì)算并結(jié)合坎貝爾（compbell）圖，第一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片分別在地面 MC轉(zhuǎn)速（33.5%n1）、0.8ED轉(zhuǎn)速（89%n1）、QJ、XJ、ZD（101%n1）轉(zhuǎn)速附近引起故障葉片的第1，5，7階模態(tài)共振；第二級(jí)轉(zhuǎn)子葉片在0.8ED轉(zhuǎn)速、ED轉(zhuǎn)速（95%n1）引起故障葉片的第23階模態(tài)共振、在 QJ、XJ、ZD 轉(zhuǎn)速（101%n1）葉片引起第25階模態(tài)共振（其中，n1指渦輪轉(zhuǎn)速）。上述模態(tài)共振時(shí)，應(yīng)力最大點(diǎn)的位置剛好位于故障部位。

葉片的上安裝板通過(guò)螺紋軸頸用螺母固定于前機(jī)匣殼體上，下安裝板搭接在相鄰的兩葉片上再與前支承殼體通過(guò)螺栓固定，并且故障葉片下安裝板與搭接葉片下安裝板之間保持0.03～0.3mm的裝配間隙，裝配時(shí)下安裝板有一定的預(yù)緊力。通過(guò)計(jì)算，故障部位的裝配預(yù)緊力達(dá)到55～57MPa，外觀檢查中也發(fā)現(xiàn)下安裝板排氣側(cè)表面靠近安裝孔的位置有明顯的擠壓痕跡。

綜合以上分析知，由于裝配時(shí)產(chǎn)生的裝配應(yīng)力以及工作時(shí)產(chǎn)生的共振應(yīng)力導(dǎo)致疲勞裂紋在應(yīng)力集中位置萌生，之后隨著發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間的累積，裂紋逐漸擴(kuò)展，最終造成故障葉片下安裝板R附近形成穿透性的疲勞裂紋。

2.3 危害性分析

故障葉片的上軸頸用螺母固定于前機(jī)匣殼體上，下安裝板用螺栓分別擰緊在2個(gè)加厚葉片的下安裝板上，即使葉片的下安裝板發(fā)生貫穿性裂紋也不會(huì)導(dǎo)致掉塊現(xiàn)象的發(fā)生；另外該葉片為整流導(dǎo)向葉片，不是主要的承力構(gòu)件，其下安裝板出現(xiàn)貫穿性裂紋不會(huì)對(duì)前支點(diǎn)的穩(wěn)定性產(chǎn)生影響，故總體上該故障葉片對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的使用安全影響不大。

3 結(jié)論與措施

故障葉片上的裂紋性質(zhì)為起始應(yīng)力和擴(kuò)展應(yīng)力都較小的疲勞裂紋，疲勞裂紋的產(chǎn)生與葉片的材質(zhì)無(wú)關(guān)。由于裝配時(shí)產(chǎn)生的裝配應(yīng)力以及工作時(shí)產(chǎn)生的共振應(yīng)力導(dǎo)致疲勞裂紋在應(yīng)力集中位置萌生，之后隨著發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)間的累積，裂紋逐漸擴(kuò)展，最終形成穿透性的疲勞裂紋。

為防止其再次出現(xiàn)開裂，提出以下改進(jìn)措施：重視下安裝表面的完整性，保證各圓角轉(zhuǎn)接部位的圓滑過(guò)渡；對(duì)葉片下安裝板修配后的表面進(jìn)行拋光處理以獲得較好的表面質(zhì)量；為減小裝配預(yù)緊力，可在工藝內(nèi)控范圍減小裝配間隙。

［1］趙廷渝.航空燃?xì)鉁u輪動(dòng)力裝置［M］.成都：西南交通大學(xué)出版社，2004：27－32.

［2］臧金鑫，白明遠(yuǎn)，江濤，等.壓氣機(jī)整流器裂紋葉片分析［J］.失效分析與預(yù)防，2008，3（2）：21－25.

［3］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.

［4］陶春虎，鐘培道，王仁智，等，航空發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)部件的失效與預(yù)防［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2001：35－46.

［5］趙樹萍，呂雙坤.鈦合金在航空領(lǐng)域的應(yīng)用［J］.鈦工業(yè)發(fā)展，2002（6）：18－23.

［6］段文慶.鈦在軍事航空領(lǐng)域的戰(zhàn)略地位［J］.鈦工業(yè)發(fā)展，2002（6）：28－29.

［7］劉昌魁，劉新靈.TA15鈦合金焊縫及熱影響區(qū)疲勞裂紋擴(kuò)展行為［J］.失效分析與預(yù)防，2007，2（1）：10－13.

［8］陶春虎，劉慶泉，曹春曉，等.航空用鈦合金的失效及其預(yù)防［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2002：192－194.