帶通氣槽的篦齒封嚴環(huán)失效分析

郎達學＊ 行峰濤

（中國航發(fā)湖南動力機械研究所 中小型航空發(fā)動機葉輪機械湖南省重點實驗室，湖南 株洲 412002）

篦齒封嚴是航空發(fā)動機中廣泛使用的一種有效的封嚴結(jié)構(gòu)[1]，通常在高溫高轉(zhuǎn)速高載荷條件下工作，一旦失效會導致發(fā)動機癱瘓無法工作。 某航空發(fā)動機高壓渦輪轉(zhuǎn)子上的篦齒封嚴環(huán)， 用于對轉(zhuǎn)子、 靜子之間的氣體流路進行封嚴， 并設(shè)置有軸向、 徑向通氣槽對零件進行冷卻。 其中1 臺發(fā)動機在使用時間剛剛達到一半設(shè)計壽命時， 其篦齒封嚴環(huán)失效并缺失， 造成發(fā)動機空中停車故障并報廢、 使用該型發(fā)動機的飛機停飛。 對篦齒封嚴環(huán)殘骸進行冶金分析， 確定斷口性質(zhì)為疲勞失效。

本文通過理論計算分析和低循環(huán)疲勞疲勞試驗，驗證了帶通氣槽的篦齒封嚴環(huán)的失效原因， 并提出了有效的改進措施， 解決了篦齒封嚴環(huán)的失效問題，保證了發(fā)動機的安全性和可靠性。

1 失效位置分析及驗證分析

1.1 材料數(shù)據(jù)

篦齒封嚴環(huán)的材料為發(fā)動機高壓轉(zhuǎn)子零件常用的高溫合金GH4169，鍛件毛坯，密度為8240kg/m3，材料性能數(shù)據(jù)見表1。

1.2 失效位置分析

通過有限元計算軟件ANSYS 進行強度計算， 有助于研究其失效影響因素[3]。 在轉(zhuǎn)速最高 （超過45000轉(zhuǎn)/分）、溫度最高（約450 ℃）時，篦齒封嚴環(huán)軸向、徑向 通 氣 槽 交 界 處 （6 處 周 向 均 布） 應(yīng) 力 最 大， 為1782.03MPa，應(yīng)力分布見圖1。

表1 GH4169 材料性能數(shù)據(jù)[2]

圖1 結(jié)構(gòu)特征及應(yīng)力分布（單位：MPa）

強度計算結(jié)果表明，篦齒封嚴環(huán)軸向、徑向通氣槽交界處存在應(yīng)力集中， 為篦齒封嚴環(huán)的最薄弱處，可能在工作中最先失效。

1.3 失效位置驗證

篦齒封嚴環(huán)的載荷主要為周期性低頻大載荷，產(chǎn)生低循環(huán)疲勞， 因此通過低循環(huán)疲勞試驗對其進行失效模式驗證， 每次循環(huán)過程為0 ～最大狀態(tài)～0 [4-5]。在完成18000 次低循環(huán)疲勞試驗時檢查無任何裂紋，但繼續(xù)試驗后迅速失效為對稱的兩部分， 其中一部分形態(tài)見圖2。

圖2 失效試驗后部分形態(tài)

對斷面進行冶金分析，確定斷口為疲勞失效，失效斷面與理論計算的最大應(yīng)力處相吻合。

2 失效模式驗證

2.1 裂紋萌生試驗

強度理論認為， 疲勞失效通常由表面微裂紋的產(chǎn)生作為開始[5]，為進一步明確失效原因，對篦齒封嚴環(huán)進行裂紋萌生試驗。 由于最大應(yīng)力處的圓角由鉗工完成， 加工完后可能存在劃痕， 為同時驗證鉗工過程對失效的影響， 在試驗前對其中1 處最大應(yīng)力位置通過鉗工預(yù)制一處細微劃痕。

根據(jù)失效位置驗證試驗結(jié)果， 選擇使用過一定時間的篦齒封嚴環(huán)進行裂紋萌生試驗。 在接近可能的失效循環(huán)數(shù)時， 增加零件檢查頻率， 最終在在預(yù)制細微劃痕處發(fā)現(xiàn)了1 條裂紋， 裂紋長度為徑向長2.6mm，軸向長2.7mm。 相鄰的最大應(yīng)力處也出現(xiàn)了1 條裂紋長度為徑向2.7 長mm，軸向長3.3mm。 裂紋標記顯示見圖3。

圖3 裂紋萌生試驗對比

裂紋萌生試驗表明， 篦齒封嚴環(huán)應(yīng)力集中位置在工作到一定時間后會萌生裂紋， 裂紋位置與理論計算的最大應(yīng)力處相吻合。 表面劃痕對裂紋萌生速度無明顯影響。

2.2 裂紋擴展試驗

在生產(chǎn)、加工、裝拆、搬運、存儲等過程中，篦齒封嚴環(huán)的應(yīng)力集中處有可能出現(xiàn)碰傷劃傷等缺陷而產(chǎn)生微裂紋，在無損檢測中可能漏測，從而留下隱患。 為研究篦齒封嚴環(huán)在有表面裂紋的情況下的剩余失效壽命，進行了裂紋擴展試驗，以進一步驗證失效模式[6]。

在4 出應(yīng)力集中位置（共6 處）預(yù)制微裂紋，然后進行低循環(huán)疲勞試驗， 微裂紋形態(tài)與裂紋萌生試驗后的裂紋相當， 并進一步增加試驗過程中的檢查次數(shù)。完成1067 次循環(huán)時，試驗件失效，失效位置在預(yù)制微裂紋處， 斷口為疲勞失效， 無預(yù)制裂紋的位置沒有出現(xiàn)失效，殘骸組合見圖4。

圖4 裂紋擴展試驗后形態(tài)

裂紋擴展試驗結(jié)果表明，在存在表面微裂紋時，篦齒封嚴環(huán)的剩余壽命很低。

3 改進及驗證

3.1 尺寸影響分析

在最大工況下對不同結(jié)構(gòu)尺寸下的零件強度進行對比分析，發(fā)現(xiàn)通氣槽交界處圓角半徑R、軸向通氣槽深度H 對最大應(yīng)力的影響最大。 R 增大、H 減小時，最大應(yīng)力減小，同時應(yīng)力集中情況降低。 R、H 單一因素對最大應(yīng)力的影響見圖5。

圖5 R、H 與最大應(yīng)力關(guān)系

3.2 改進方法選擇

由于發(fā)動機已經(jīng)生產(chǎn)投入使用的數(shù)量非常大，為保證零件的互換性及不影響發(fā)動機整機特性， 零件外廓尺寸不宜改變。 因此， 在不改變篦齒封嚴環(huán)裝配關(guān)系下對尺寸進行改進以避免失效， 是較為穩(wěn)妥的方法。 由于空氣流路對發(fā)動機性能影響較大， 通氣槽位置無法變動， 由圖1 所示的應(yīng)力分布情況可知， 應(yīng)力集中無法避免，只能降低應(yīng)力集中程度。

根據(jù)尺寸影響分析，R 增大、H 減小可降低應(yīng)力集中情況，但R 過大會導致篦齒封嚴環(huán)徑向變薄，進而出現(xiàn)新的應(yīng)力集中， 最大應(yīng)力反而增大； 由于軸向通氣槽用于提供冷氣對篦齒封嚴環(huán)進行冷卻， 需保持足夠通氣面積以保證冷卻效果，通氣槽深度H 不能無限減小。

若篦齒封嚴環(huán)選用力學性能更好的材料， 也能在相當程度上解決失效問題， 但發(fā)動機已大批量生產(chǎn)，更換材料不僅會增加成本， 而且將導致轉(zhuǎn)子動力學特性、 振動特性發(fā)生變化， 造成的影響難以預(yù)料和迅速檢驗， 無法快速找到失效原因并解決失效問題， 因此材料及加工要求不宜大幅度調(diào)整。

綜合考慮發(fā)動機的需求，當R 為1mm、H 為0.6mm時最大應(yīng)力較小且結(jié)構(gòu)合理， 此時篦齒封嚴環(huán)的最大應(yīng)力為1284.6MPa， 比改進前的1782.03MPa 降低了27.9%。 雖然最大應(yīng)力位置由于結(jié)構(gòu)限制未改變，但應(yīng)力集中程度顯著改善。

3.3 壽命估算

篦齒封嚴環(huán)的載荷主要為周期性低頻大載荷，產(chǎn)生低循環(huán)疲勞， 大量文獻證明用Goodman 曲線對其進行壽命計算是可行的[7-8]。 采用基于冪函數(shù)型S-N 曲線模型對改進前后的篦齒封嚴環(huán)的壽命進行計算對比，用Goodman 直線模型（見圖6）把已知的工作循環(huán)（M 點）轉(zhuǎn)換到應(yīng)力比R 為0.1 的循環(huán)（N 點），按照以下三式聯(lián)立求出應(yīng)力比R 為0.1 時的最大應(yīng)力， 然后利用S-N 曲線方程求出相應(yīng)的循環(huán)次數(shù)。 其中σa為應(yīng)力幅，σm為平均應(yīng)力，σmax為最大應(yīng)力，單位均為MPa，R 為應(yīng)力比。

圖6 Goodman 直線模型

根據(jù)材料疲勞數(shù)據(jù)及上述公式計算結(jié)果，按對應(yīng)的S-N 曲線方程進行插值, 篦齒封嚴環(huán)工作環(huán)境下的光滑疲勞S-N 曲線方程 （中值） 為：lgNf=34.2447-9.65473×lg(σmax-546.2356)[4]。根據(jù)該發(fā)動機設(shè)計規(guī)范及相關(guān)研究[9-10]，取疲勞壽命分散系數(shù)Sf 為5，在發(fā)動機常用工作循環(huán)“0 ～最大～0”下對篦齒封嚴環(huán)的低循環(huán)疲勞壽命進行計算，結(jié)果見表2。

表2 壽命計算結(jié)果

計算結(jié)果表明，篦齒封嚴環(huán)改進前、后的低循環(huán)疲勞壽命分別為709626 次和4941 次， 改進后循環(huán)壽命次數(shù)為改進前的143 倍，遠大于最大應(yīng)力的差別。 這證明篦齒封嚴環(huán)壽命較低的原因是應(yīng)力集中造成局部地區(qū)的高應(yīng)力， 其峰值應(yīng)力成為裂紋萌生與擴展的根源，壽命對應(yīng)力集中極為敏感。 由于存在材料性能數(shù)據(jù)分散性大、安全系數(shù)選取、有限元計算誤差、計算公式準確性等因素，此壽命計算值可作為理論對比，表明在其它條件完全相同的理想情況下，改進后的低循環(huán)疲勞壽命次數(shù)比改進前有顯著提高，待后續(xù)試驗進行驗證。

4 改進后試驗

根據(jù)強度及壽命分析結(jié)論， 按R 為1mm、H 為0.6mm 的結(jié)構(gòu)尺寸加工新的篦齒封嚴環(huán)， 并保證無微裂紋，開展低循環(huán)疲勞試驗。 第1 件試驗件通過22000次循環(huán)后檢查無裂紋， 檢查之后繼續(xù)進行試驗。 由于連接試驗件與試驗臺的轉(zhuǎn)接段壽命不足發(fā)生斷裂碰撞，導致試驗件損傷變形（未失效），試驗中止。

重新設(shè)計、 加工理論壽命比篦齒封嚴環(huán)的更高的連接件后， 第2 件試驗件通過了24000 次低循環(huán)疲勞壽命試驗。 由于達到了發(fā)動機設(shè)計壽命要求， 從成本考慮未進一步進行破壞性失效試驗。

改進后無微裂紋的篦齒封嚴環(huán)， 在后續(xù)數(shù)百臺發(fā)動機的使用過程中， 未再出現(xiàn)故障； 多臺發(fā)動機已達到整機設(shè)計使用壽命，篦齒封嚴環(huán)仍無異常。

5 結(jié)論

（1）篦齒封嚴環(huán)空中失效的原因為：通氣槽交界處圓角半徑過小、 軸向通氣槽深度過大導致局部存在應(yīng)力集中，導致表面萌生微裂紋。

（2）在進行失效驗證試驗時，應(yīng)使用比試驗件的理論壽命更高的連接件， 避免由于試驗件之外的因素影響試驗正常進行。

（3）可靠性要求高、工作環(huán)境嚴酷的零件，若發(fā)生失效故障，對發(fā)動機乃至飛機的危害極為嚴重。 因此在設(shè)計前期就應(yīng)當考慮重要零件的失效問題并進行充分驗證。此舉將加大研發(fā)成本、延后研發(fā)進度，但若大量生產(chǎn)并投入使用后出現(xiàn)失效發(fā)生故障，將不僅嚴重影響發(fā)動機及飛機的正常使用，且付出的代價會更大。