內涵噴管裂紋產生原因

高 蕓，熊 勇，陳昌達，曾候祥

(中國航發貴州黎陽航空動力有限公司，貴陽 550014)

0 引 言

航空渦輪風扇發動機內涵噴管的主要功能是使發動機排出的燃氣膨脹，并將燃氣的可用功轉變為動能使燃氣從噴口高速噴出，從而產生反作用推力[1-3]。噴管位于發動機尾端，在發動機工作過程中主要承受氣動力、振動應力和熱應力作用，其材料通常為高溫合金或耐熱鋼[4-6]。GH536合金是一種以Ni-Cr-Fe為基的固溶強化型高溫合金，主要固溶強化元素為鉬、鎢和鈷；該合金在高溫下具有較高的強度，良好的耐腐蝕性能、抗氧化性能、冷熱加工性能和焊接性能，廣泛用于制造航空發動機的燃燒室部件、壓氣機盤、風扇以及尾端噴管焊接件[7-11]。

某型機GH536合金制內涵噴管在工作22 h后，噴管與加強環之間的氬弧焊定位焊點和滾焊焊點處出現了多處裂紋。為避免此類事件再次發生，作者對該內涵噴管裂紋產生原因進行了分析，并提出了改進措施。

1 理化檢驗及結果

1.1 裂紋宏觀形貌

內涵噴管由安裝邊、整流罩、噴管和加強環通過焊接連接而成，見圖1。噴管、加強環和整流罩材料均為GH536合金，厚度分別為1.2，1.5，1.0 mm。加強環通過滾焊焊接在噴管外表面，在滾焊前采用手工點焊(氬弧焊)對加強環進行定位。

圖1 內涵噴管宏觀形貌Fig.1 Macromorphology of inner nozzle

由圖2可以看出：裂紋1位于加強環與噴管外表面定位焊點邊緣的熱影響區，貫穿整個加強環和噴管壁厚，沿噴管軸向擴展，長度約31 mm，裂紋尾端存在輕微分叉現象；裂紋2位于噴管內表面，貫穿噴管壁厚，與裂紋1垂直，沿滾焊焊點邊緣的熱影響區周向擴展，長度約23 mm。

圖2 噴管內外表面裂紋宏觀形貌Fig.2 Macromorphology of cracks on outer (a) and inner (b)surface of nozzle

1.2 斷口形貌

將裂紋人工打開后，采用OLYMPUS SZX7型體視顯微鏡觀察斷口宏觀形貌。由圖3可以看出：加強環上的裂紋1斷口表面較為平坦，呈灰白色，存在輕微的擠壓磨損痕跡；噴管上的裂紋1斷口不平坦，呈深灰色，斷口邊緣可見擠壓磨損痕跡；裂紋1的主裂紋源位于加強環外表面定位焊點的熱影響區，呈線源特征，主裂紋源附近可見少量的放射棱線，未見材料缺陷；在滾焊焊點的邊緣存在一處呈點源特征的二次裂紋源，裂紋沿二次裂紋源擴展貫穿整個噴管壁厚后，在噴管外表面形成新的裂紋源并繼續擴展；在加強環和噴管上的裂紋擴展區均可見疲勞弧線。裂紋2的整個斷口呈深灰色，斷口不平坦；裂紋2的裂紋源位于噴管外表面滾焊焊點的邊緣，共4處，均呈短線源特征，裂紋源區均未見材料缺陷。

圖3 裂紋1和裂紋2斷口宏觀形貌圖3 Macromorphology of fracture of crack 1 (a) and crack 2 (b)

在蔡司Gemini 300型掃描電鏡(SEM)下觀察裂紋1和裂紋2斷口微觀形貌。由圖4可以看出：裂紋1斷口主裂紋源位于加強環上，呈線源特征，附近可見放射棱線，斷口以類解理斷裂特征為主，存在輕微的擠壓磨損痕跡，未見材料缺陷；加強環上的裂紋擴展區可見疲勞弧線和細密疲勞條帶。

圖4 加強環上裂紋1斷口SEM形貌Fig.4 SEM morphology of fracture of crack 1 on reinforcing ring:(a) low magnification fracture and (b) crack propagation region

由圖5可以看出：滾焊焊點位置的裂紋由加強環一側向噴管擴展，滾焊焊點處的裂紋斷口可見細密疲勞條帶。噴管裂紋斷口上的二次裂紋源位于噴管外表面一側的滾焊焊點邊緣，呈點源特征，附近可見放射棱線；該二次裂紋源存在擠壓磨損痕跡，呈類解理斷裂特征；裂紋擴展區可見疲勞弧線和大量細密疲勞條帶。

圖5 滾焊焊點處裂紋1斷口SEM形貌Fig.5 SEM morphology of fracture of crack 1 at rolled weld:(a) low magnification and (b) high magnification

由圖6可以看出：裂紋2的裂紋源位于噴管外表面滾焊焊點邊緣的熱影響區，共4處，均呈線源特征，裂紋源附近均可見放射棱線，斷口呈類解理斷裂特征，未發現材料缺陷；裂紋擴展區可見細密疲勞條帶，斷口呈類解理斷裂特征。

圖6 裂紋2斷口宏觀和微觀形貌Fig.6 Macromorphology (a) and micromorphology (b) offracture of crack 2

1.3 顯微組織

在滾焊焊點位置和噴管、加強環母材上取樣，經磨拋，采用氯化銅+鹽酸的酒精溶液腐蝕后，在LEICA DMI5000M型光學顯微鏡下觀察顯微組織。由圖7可以看出：滾焊焊點的焊縫區為鑄造枝晶組織；近加強環和噴管的熱影響區的晶粒均未見明顯長大，晶粒度級別均為7級，符合HB 5495-1992標準要求(晶粒度級別不低于4級)。

圖7 噴管和加強環滾焊接頭的顯微組織Fig.7 Microstructures of rolled weld joint of nozzle and reinforcing ring: (a) weld edge on nozzle side; (b) base metal of nozzle;(c) weld edge of reinforcing ring side and (d) base metal of reinforcing ring

1.4 化學成分

在噴管和加強環上取樣進行化學成分分析，其中碳、硫元素用Leco CS-844型紅外碳硫儀測試，鉻、鈷、鎢、鉬、鋁、鈦、鐵、錳、硅、磷以及銅元素用PerkinElmer Avio500型等離子體發射光譜儀測試。由表1可以看出：噴管和加強環的化學成分均滿足HB 5495-1992標準要求。

表1 噴管和加強環的化學成分(質量分數)

2 裂紋產生原因分析

在噴管外表面定位焊點和滾焊焊點附近沿軸向和周向各形成1條裂紋，判斷軸向裂紋(裂紋1)為先形成的裂紋，周向裂紋(裂紋2)為后形成的裂紋[12]。打開裂紋后，在整個斷口上均未發現材料缺陷；噴管和加強環的化學成分均滿足HB 5495-1992標準要求；滾焊焊點位置的組織正常。由此推斷，裂紋的產生與噴管和加強環的成分無關。

裂紋1的主裂紋源呈線源特征，位于加強環外表面定位焊點的熱影響區，附近可見細密疲勞條帶，在裂紋擴展區可見疲勞弧線和細密疲勞條帶。裂紋2的裂紋源共有4處，均位于噴管外表面滾焊焊點邊緣的熱影響區，裂紋擴展區可見細密疲勞條帶?？梢?條裂紋均為萌生時應力較大、擴展時應力較小的疲勞裂紋。

疲勞失效是航空發動機零部件失效的主要形式之一。在疲勞加載過程中，零部件受到應力集中作用，疲勞裂紋容易在表面萌生[13-14]并擴展，導致疲勞壽命降低[15-18]。內涵噴管位于發動機尾端，在疲勞加載過程中，噴管主要承受氣動力、振動應力及熱應力作用。噴管與加強環之間的焊接熱影響區存在殘余熱應力，同時由于焊點的凸起或凹陷，該位置容易產生應力集中；定位焊點會束縛加強環的冷熱收縮，影響加強環與噴管振動的協調性。因此，定位焊點和后續滾焊焊點熱影響區存在較大應力，裂紋易在此處萌生。

內涵噴管由安裝邊、整流罩、噴管和加強環通過焊接連接而成。國外發動機噴管和加強環之間的連接方式有鉚接、滾焊及氬弧焊3種，其成品均未在噴管和加強環之間發現殘留的定位焊點。該失效內涵噴管的工藝要求為在噴管出口端外表面施加氬弧焊定位焊，最后采用車削加工去除噴管及加強環預留的加工余量，同時去除氬弧焊定位焊點。復查工藝流程發現，實際定位焊點位置不滿足工藝要求(見圖8)，且在最后車削加工過程中沒有去除定位焊點。

圖8 實際定位焊點和工藝要求定位焊點位置示意Fig.8 Diagram of positions of actual tack welding spot andprocess required tack welding spot

綜上，內涵噴管未按工藝規定的位置進行氬弧焊定位，并且沒有車削加工去除焊點，造成噴管和加強環之間存在定位焊點；在疲勞加載過程中，定位焊點和后續滾焊焊點的熱影響區存在應力集中，導致疲勞裂紋萌生。建議通過打磨定位焊點來延緩或消除裂紋的產生；在噴管出口端嚴格按照工藝要求施加氬弧焊定位焊，并在車削加工過程中去除定位焊點。

3 結 論

(1) 該內涵噴管上的裂紋為萌生時應力較大、擴展時應力較小的疲勞裂紋；內涵噴管未按工藝規定的位置進行氬弧定位焊，并且沒有對焊點進行機加工去除，在疲勞加載過程中，定位焊點和后續滾焊焊點熱影響區存在應力集中，導致疲勞裂紋萌生。

(2) 建議通過打磨定位焊點來延緩或消除裂紋的產生；在噴管出口端嚴格按照工藝要求施加氬弧焊定位焊，并進行車削加工去除。