航空發動機渦輪葉片高周疲勞裂紋故障分析與思考

陳 博，朱劍寒，魯輝軍

(1.中國人民解放軍空軍裝備部，北京，100843；2.中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

1 引言

航空發動機高周疲勞問題是航空發動機設計的重點和難點問題，受到研究人員的廣泛關注和重視。據統計，美國在1982～1996 年間發動機引起的A類事故中高周疲勞故障占56%。1994年朝鮮半島局勢緊張之時，美國空軍主力戰機F-15 和F-16 因高周疲勞故障被限制使用和停飛，以至于美國在1994 年啟動國家渦輪發動機高周疲勞科學與技術計劃(HCF計劃)[1]，對發動機葉片高周疲勞問題進行系統的深入研究[2]。我國的航空發動機自主研制起步晚，相對航空發達國家研制基礎薄弱，對高周疲勞問題的認識更為有限。

本文以國內某小型渦扇發動機研制過程中發生的渦輪整體葉盤葉片高周疲勞裂紋故障為對象開展研究，總結經驗教訓，希望能夠對國內航空發動機研制起到一定的參考借鑒作用。

2 故障概述

該小型航空發動機渦輪采用整體葉盤結構，如圖1 所示。在可靠性累積試車過程中檢查發現，渦輪葉片存在目視可見裂紋，總燃機時間在400 h 以上。分解后熒光檢查發現，47片葉片中有36片在排氣邊葉根附近存在橫向裂紋，其中9片有2條裂紋；29 個葉片裂紋部位在葉片排氣邊距葉根1～3 mm處，少數裂紋距葉根大于3 mm；裂紋最長約10 mm，其他裂紋橫向長度均小于5 mm。本次故障的主要特點是裂紋數量多、位置分散、起裂快、擴展慢，其典型裂紋特征如圖2所示，在國內屬首次出現。

圖1 發動機渦輪整體葉盤Fig.1 Turbine blisk of a certain type of engine

圖2 故障葉片典型裂紋特征圖片Fig.2 Picture of typical crack characteristics of fault blade

3 故障分析

對裂紋開展斷口分析，可見明顯的疲勞弧線和細密的疲勞條帶(圖3)。各裂紋的位置、形貌和斷口特征基本保持一致，屬于同模早期故障，為起裂應力較高的高周疲勞裂紋。

圖3 斷口分析Fig.3 The fracture analysis

以高周疲勞裂紋為頂事件建立故障樹(圖4)。通過設計復查首先排除穩態應力過大的底事件，同時考慮到尚未攻克高溫、高轉速、小尺寸葉片動應力測量關鍵技術，排故初期主要針對結構抗力不足開展工作。主要措施為：改進鑄造工藝，解決晶粒粗大不均勻和盤體取樣性能明顯低于隨爐試棒問題，改進前后晶粒對比見圖5；在設計上采取增大葉片根部倒圓、增加葉片尾緣厚度、去除后輪緣篦齒等結構優化措施。經整機試驗驗證，上述措施提高了葉片的高周疲勞抗力，消除了葉身中部裂紋，但葉片尾緣根部裂紋依然存在，需進一步開展根部裂紋故障機理研究和排查工作。

圖4 排故故障樹簡圖Fig.4 Fault tree of troubleshooting

圖5 改進前后晶粒對比Fig.5 Grain contrast before and after improvement

根據裂紋處于葉片根部的特征，結合葉片振動特性分析結果，發現在設計轉速93%附近存在渦輪導葉數激起的第3 階振動，且最大振動應力區域與葉片根部裂紋起始部位相吻合。相對振動應力分布和共振特性分別見圖6、圖7。

圖6 渦輪葉片第3階相對振動應力分布Fig.6 The third order relative vibration stress distribution of turbine blade

圖7 葉片共振轉速圖Fig.7 Blade resonance speed diagram

為明確該共振點是否為危險振動，必須開展整機試車環境下的渦輪葉片動應力測量進行驗證。為此，集中力量攻關，先后突破了高溫應變片貼片及引線、高溫環境測試系統冷卻、渦輪端轉靜子測試改裝、動應變數據分析及評估等關鍵技術，逐步掌握了高溫、高轉速、小尺寸渦輪整體葉盤葉片振動應力測試及評估技術，填補了國內相關技術空白；完成了國內首次具有該特征的渦輪葉片動應力遙測和引電器測試，獲取了大量有效數據。測試及分析結果基本證明，葉片根部裂紋為渦輪導葉尾流激起的葉片第3階振動應力超出材料許用應力所致。

4 排故措施及驗證

采取調整渦輪導葉數以避開共振點的針對性改進措施。在保證渦輪性能基本不變的情況下，導葉數增加40%以上，調整前后渦輪葉片的共振特性如圖8 所示。整機環境動應力測量結果表明，改進方案在工作轉速范圍內最大振動應力較原方案降低70%以上，Goodman分析見圖9。為進一步驗證改進措施的有效性，開展了整機高周疲勞考核試驗，在各共振轉速附近累積循環數107以上，試驗后分解檢查未見異常，改進措施有效。

圖8 導葉調整前后渦輪葉片的共振轉速圖Fig.8 Blade resonance speed diagram before and after adjustment

圖9 方案改進前后的Goodman分析Fig.9 Goodman analysis before and after program optimization

5 認識與思考

通過此次排故，在設計、測試、驗證、流程等方面有一些認識與思考，希望能夠對國內航空發動機研制起到一定的參考借鑒作用。

5.1 葉片振動設計需重點關注的幾個問題

(1)相比于榫連接結構葉片，整體葉盤結構葉片的連接與接觸摩擦面減少，導致其阻尼減振能力大幅降低，更容易產生危險共振；

(2)對于重要階次激起的重要模態振動，如一階彎曲振動、前排導向器數激起的低階次共振，在設計之初必須將其調出工作轉速之外；

(3)除結構因素激起的共振外，還應考慮非結構因素(如燃燒室或導向器出口流場不均勻)導致的激勵源；

(4)需加強葉片被動阻尼技術研究。

美國的HCF計劃中，被動阻尼是其重要研究內容之一。目前，已經開展的被動阻尼技術有摩擦阻尼器、粘彈性材料阻尼、涂層阻尼和氣膜阻尼等，從國外的研究資料看，被動阻尼技術能有效降低葉片振動應力60%～90%。

5.2 動應力測試技術的攻關和應用

隨著對航空發動機性能要求的提高，葉型設計更加薄、扭，導致葉片振動頻率相對較低。在發動機工作環境下，無法完全避開各共振點，葉片高周疲勞問題成為需特別關注的核心要素之一。在仿真技術無法準確評估振動應力的情況下，動應力測試是獲取葉片動應力水平和避免振動危害的必要手段。動應力測試在歐美航空發達國家受到高度重視[3-4]，是航空發動機研制必做項目，值得借鑒。此次故障隱患沒有被及早發現，很重要的原因是前期缺乏振動應力測量手段，只能在當時的設計方法、設計準則條件下，通過理論分析初步認為振動危害性不大，結果一直到整機考核試驗才發現設計缺陷，值得吸取教訓。

5.3 葉片高周疲勞排故工作流程

通過此次排故，形成了葉片高周疲勞排故流程：①發現問題后通過斷口分析、動應力測試、設計復查等措施完成故障樹排查，明確故障機理；②結合故障原因制定針對性的排故方案，并完成強度、性能等評估；③通過動應力測量驗證改進方案的有效性；④開展整機高周疲勞試驗，完成排故方案考核。

其中，開展整機高周疲勞臺階驗證試驗是驗證排故措施有效性的重要途徑。國外發動機研制過程中特別強調整機高周疲勞臺階試驗，即在加速任務試車開始前和在加速任務試車結束后進行向上和向下的高周疲勞臺階試驗，且在高于慢車轉速的每個共振轉速下的駐留時間至少達到1×107循環(視材料特性而定)[5-10]。我國也做了相近規定[11]，并要求如果在慢車轉速與最高轉速之間任何狀態下存在著很大的振動峰值時，可以通過改變所規定的遞增數，增加振動峰值點的運轉時間總數。該發動機在貫徹上述流程排故后，又歷經初始飛行前和設計定型考核試驗，均未再現該故障。