某動力渦輪盤裂紋擴展壽命研究

鄒煜申 ，宣海軍 ，范夢龍 ，郭小軍 ，單曉明 ，洪偉榮

（1.浙江大學，高速旋轉機械實驗室，杭州310027；2.中國航發湖南動力機械研究所，湖南株洲412002）

0 引言

航空發動機渦輪盤工作時承受著高溫、高離心載荷等作用，其低循環疲勞特征較明顯，而低循環疲勞是發動機盤類零件壽命損耗的主要原因之一。同時，低循環疲勞失效是輪盤使用中最嚴重和耗資最大的問題之一[1-2]。配裝于美國B-52轟炸機的TF33發動機因低循環疲勞失效先后導致8個輪盤破裂；國內WP6和WP7發動機也多次發生過嚴重的輪盤低循環疲勞斷裂失效事故[3-7]。

因此，對于關鍵件的壽命管控就顯得尤為重要。若疲勞壽命設計采用安全壽命設計法，危險部件出現裂紋即視為失效，要被淘汰。斷裂力學的發展表明，帶有裂紋的結構件在一定時間段是可以繼續使用的。損傷容限的概念則應運而生。在美國發動機結構完整性大綱中，損傷容限定義為：結構在存在疲勞、腐蝕或意外損傷直至這個損傷通過檢查被測定出來或進行結構修理之前，仍然具有足夠的剩余強度[8]。國內外很多學者對此做過相關研究工作。2002年，RA Claudio等[9-10]提出1套復雜結構的3維裂紋斷裂力學參數計算方法，估算燃氣渦輪盤壽命，與CT試樣結果具有較高一致性；2003年，W.Beres等[11]運用損傷容限設計方法預測了Nene-X發動機渦輪盤檢測周期；2008年，W.Beres等[12]在輪盤以及隔墊上預制寬度1.3 mm的缺口進行了整盤裂紋擴展試驗，J.Hou等[13]比較了不同軟件計算整盤裂紋擴展壽命的準確性。1988年，聶景旭等[14]較早將損傷容限理論應用于發動機渦輪盤槽底疲勞失效分析；1995年，王革等[15]利用材料的裂紋擴展速率數據和高溫斷裂韌度完成裂紋擴展壽命計算，確定了臨界裂紋長度。

本文以某動力渦輪盤的GH4169合金為研究對象，采用3維裂紋擴展有限元仿真方法計算裂紋擴展過程，在立式高速旋轉試驗臺上進行高溫、預制裂紋輪盤的低循環裂紋擴展壽命試驗，通過得到斷口的宏觀與微觀形貌，研究整盤裂紋擴展疲勞壽命仿真計算及試驗驗證方法。

1 仿真計算

1.1 有限元應力分析

輪盤材料為GH4169合金，葉片采用樅樹形榫頭連接，有偏心孔和安裝孔各12個、榫頭60個。低循環試驗上限轉速定為20500 r/min，下限轉速根據試驗器能力設置為1500 r/min，設置均溫溫度場，溫度根據工作溫度而定。由于輪盤具有循環對稱結構，取1/12模型計算，采用6面體1階網格單元（solid185單元）劃分模型，如圖1所示。為了便于計算，將葉片的離心力等效為面壓力施加在榫頭表面。

圖1 某渦輪盤網格模型

計算得到的渦輪盤等效應力和周向應力如圖2、3所示。從圖中可見，最大等效應力為1021 MPa，最大周向應力為1039 MPa，位置相同，偏心孔處為應力最大部位，中心孔處的其次，榫頭根部的最小，結果見表1。

圖2 等效應力

圖3 周向應力

表1 應力計算結果 MPa

1.2 裂紋擴展計算

根據以上計算結果，確定裂紋擴展計算的考核部位，如圖4所示。考慮到渦輪盤結構、應力狀態和易出現裂紋的類型，在考核部位插入半徑為0.38 mm的1/4圓形初始角裂紋，插入角裂紋劃分網格后各子模型如圖5所示。

圖4 裂紋擴展計算考核位置

圖5 插入裂紋劃分網格后的子模型

計算子模型的斷裂力學參量，利用M積分計算得到應力強度因子KⅠ、KⅡ、KⅢ及J積分值，隨后進行裂紋擴展分析。計算中作如下設置：裂紋擴展方式選擇橫幅疲勞擴展；取應力比R=0；裂紋擴展的扭轉角度計算準則選用最大張應力準則；裂紋擴展速率模型選用Paris公式式中：d N為交變應力的循環次數增量；d a為相應的裂紋長度增量；d a/d N為裂紋擴展速率；ΔK為應力強度因子幅值；C和n的數值根據同批材料CT試樣實測值確定，取 C=1.4E-15，n=3.75。

計算得到渦輪盤上4個考核位置a-N（裂紋長度-循環次數）的曲線，如圖6所示。從圖中可見，當各考核點處裂紋擴展至15 mm附近時，偏心孔徑向向內約需要13200次，偏心孔徑向向外約需要16200次，中心孔徑向約需要33100次，由于偏心孔環向與榫頭根部環向擴展速度非常緩慢，此處不做討論。偏心孔徑向（向內或向外）裂紋擴展速率遠高于其它部位的。由此，選擇偏心孔為試驗主考核部位，中心孔為次考核部位。

圖6 裂紋長度-循環次數曲線（a-N曲線）

2 裂紋擴展壽命試驗

試驗前，在動力渦輪盤考核部位采用電火花預制邊長為0.3 mm的方形角裂紋，缺口截面形狀如圖7所示。試驗在520℃的高溫環境下進行，采用熱電偶測控爐內溫度，以高精度紅外測溫儀監測高速旋轉試件表面溫度。試驗共分3個階段，見表2。第1階段完成9000次循環后未發現裂紋；第2階段將上限轉速提升10%至22550 r/min，3000次循環后檢查發現裂紋擴展；第3階段繼續進行1700次循環后輪盤破裂。

圖7 缺口截面

表2 裂紋擴展壽命試驗情況

3 疲勞斷口分析

觀察輪盤碎片可以判定偏心孔處徑向向內裂紋快速擴展導致輪盤破裂，各預制裂紋處均可見擴展的疲勞裂紋，選取導致輪盤破裂的偏心孔疲勞斷口進行分析。

3.1 疲勞斷口觀察

偏心孔處疲勞斷口如圖8所示。從圖中可見明顯的疲勞弧線。根據疲勞弧線的法線方向可以推定裂紋從預制處萌生后向外的擴展路徑。通過仿真得到的裂紋前沿擴展歷程如圖9所示。經對比可見仿真計算結果較好的擬合了裂紋的前沿擴展形狀。

圖9 仿真計算裂紋前沿形狀

在掃描電鏡下觀察疲勞斷口的裂紋萌生區、穩定擴展區、快速擴展區和瞬斷區，斷口全貌如圖10所示，疲勞斷口微觀形貌如圖11所示。

圖10 掃描電鏡下的斷口全貌

圖11 疲勞斷口微觀形貌

通過對疲勞斷口觀察可知，裂紋在預制缺口處開始萌生，在該處出現較多二次裂紋，表明該處承受較大的疲勞載荷。在裂紋穩定擴展區可以觀察到明顯的疲勞條帶，其間距隨著裂紋長度擴展而逐漸增大。當裂紋長度超過一定尺寸時，可以觀察到有韌窩的形狀，表明該處裂紋已進入失穩擴展區，輪盤發生破裂。

3.2 疲勞斷口分析

圖11中的1個疲勞條帶對應1次應力或應變循環，為此選取圖10中的路徑，對斷口疲勞條帶間距進行定量分析，獲得a-d a/d N數據。將第1、2試驗階段視為裂紋萌生階段，將第2試驗階段的裂紋長度視為相應位置處的初始裂紋長度，按照第3階段的載荷條件，即上限轉速為22550 r/min下計算得到裂紋擴展a-N數據，利用七點遞增多項式法計算裂紋擴展速率[16]，獲得a-d a/d N結果，比較試驗與計算結果，如圖12所示。從圖中可見，初始階段仿真計算結果與試驗測得的裂紋擴展速率接近，之后二者之間的偏差逐漸增大。

圖12 裂紋擴展速率對比

4 結論

（1）本文采用在大應力區域預制模擬裂紋的方法，結合3維裂紋擴展仿真計算，利用立式旋轉試驗臺開展裂紋擴展速率研究，建立了1種有效的試驗驗證方法。

（2）在100%轉速即20500 r/min下試驗進行9000次循環后并未發現裂紋，轉速提升10%至22550 r/min時，3000次循環即發現肉眼可見裂紋，說明短時間的超載有很大可能誘發裂紋萌生。

（3）比較仿真計算與試驗驗證結果可知，計算得到的某動力渦輪盤裂紋前沿擴展形狀、擴展速率與試驗結果有較好的一致性。仿真計算得到的擴展速率偏快，計算相對保守。這可能與材料的分散性有關，因此建立完整可靠的材料數據庫對于仿真計算的發展十分重要。

本文研究的裂紋類型均為角裂紋，并未涉及工程實踐中常見的表面裂紋，因此后續研究工作會涉及更多類型的裂紋，并增加試驗子樣數以提高試驗數據可靠性。