TC6鈦合金壓氣機葉片裂紋產生原因

詹 平, 謝 善, 李 欣

(中國航發航空科技股份有限公司, 成都 610500)

現代航空飛行器正向著輕結構質量、大推重比、高效率、長壽命等方向發展[1]，鈦合金以其比強度高、抗腐蝕性能優異、溫度工作范圍較大等優點，在航空領域中占有十分重要的地位。鈦合金的應用水平也成為評價飛機先進性的重要指標，在先進軍用飛機上其用量可占到1/4甚至更高[2]。目前，航空發動機中的壓氣機盤、壓氣機葉片、機匣等關鍵部件的材料均為鈦合金[3]。

在大涵道比渦扇發動機中，風扇/壓氣機部件的制造成本占到發動機總制造成本的40%左右。目前，高壓壓氣機的設計制造依然是制約發動機發展的瓶頸之一[4]。壓氣機的主要作用是提高進入發動機內的空氣壓力，其評價指標主要為增壓比、效率、外廓尺寸和質量等，更高的級增壓比能夠使結構緊湊，質量減輕，意味著制造成本和維護成本的下降[5]。影響壓氣機級增壓比的因素很多，其中轉子葉片與機匣間的葉尖徑向間隙對壓氣機氣路密封性有顯著影響。研究表明[6],間隙與壓氣機葉片長度的比值增加1%，壓氣機效率損失就增加2%，因此應盡量減小壓氣機葉尖與靜子部件間的間隙，這也對發動機部件的制造精度和傳動配合提出了更高的要求。在航空發動機的實際制造應用中，出現過許多因間隙控制不當而使轉、靜子部件刮擦從而導致葉片磨損、涂層材料粘附葉片等嚴重安全問題出現，甚至是安全事故[7]。

某型發動機高壓壓氣機的第Ⅵ級轉子葉片是由TC6鈦合金經鍛造后加工成型得到的，合金組織為典型的α+β雙相組織。發動機有效試車2 081 h后進行拆解檢查，在葉片葉尖處發現沿葉身縱向分布的兩條裂紋。筆者通過一系列檢驗和分析找出了裂紋產生的原因，為發動機裝配和試車提供改進依據。

1 理化檢驗

1.1 宏觀觀察

在體視顯微鏡下觀察葉片裂紋形貌，兩條裂紋均呈直線狀，一條為貫穿葉尖端面厚度(1.54 mm)的裂紋，長度約8 mm(以下稱為1號裂紋)，另一條裂紋在葉背處(以下稱為2號裂紋)，距離1號裂紋1.5 mm，長度約1 mm。在葉背裂紋附近發現有明顯的氧化色，端面呈灰黑色，向內逐漸變為藍色，最大深度在0.7 mm左右，如圖1所示。在葉盆側葉尖端面與葉身轉角位置有輕微的磨損痕跡，呈金屬亮色，未見明顯的氧化特征，如圖2所示。

圖1 出現裂紋葉片宏觀形貌Fig.1 Macro morphology of the cracked blade: a) the back of the blade; b) the No.1 crack; c) the No.2 crack

圖2 葉盆側裂紋宏觀形貌Fig.2 Macro morphology of the crack on the blade concave side

對葉尖端面進行觀察，可見明顯的摩擦痕跡。1號裂紋呈45°從葉盆向葉背方向擴展。在靠近葉背部分有掉塊，如圖3所示。1號裂紋在掉塊區域內基本與葉背垂直，在靠近葉盆部分基本與摩擦痕跡垂直。2號裂紋在靠近葉背的掉塊區域，基本垂直于葉背表面。

圖3 葉尖端面宏觀形貌Fig.3 Macro morphology of blade tip end face: a) blade tip end face; b) the No.1 crack at end face; c) the No.2 crack at end face

1.2 斷口分析

將1號裂紋人工打開后在體視顯微鏡下觀察，如圖4所示。可見斷面較為平坦，放射棱線明顯，根據棱線收斂方向可知有兩處裂紋源區，均位于葉尖端面與葉身轉角位置，一處靠近葉背側，其擴展區域面積約占斷面面積的30%；另一處起源靠近葉盆側，其擴展區域約占斷面面積的70%，兩處裂紋源區擴展合并后主要以靠近葉盆的裂紋源區擴展方向繼續擴展。裂紋源區部分呈灰黑色，擴展區顏色沿葉身向內逐漸變為金黃色，局部有大量灰黑色附著物，說明葉尖端面存在超溫現象，沿葉身向內溫度逐漸降低，導致出現色帶。

圖4 斷口宏觀形貌Fig.4 Macro morphology of the fracture

在掃描電鏡下進一步對斷口進行分析，如圖5所示。可見擴展區為解理臺階和撕裂棱線形貌，還可見細密的疲勞條帶，人工打斷區呈韌窩特征，疲勞源區未見冶金缺陷或機械損傷。

圖5 斷口微觀形貌Fig.5 Micro morphology of the fracture: a) expansion region; b) manual interruption region; c) crack source region near blade convex side; d) crack source region near blade concave side

1.3 金相檢驗

在葉尖端面靠近裂紋位置沿葉片縱向切取金相試樣，磨制拋光后進行檢查，靠近葉盆側的葉尖端面較為平整，而靠近葉背側的葉尖端面已出現掉塊，高度明顯低于葉盆側，在葉尖端面的掉塊區域發現白色塊狀附著物和灰色層狀附著物，如圖6所示。使用5%(體積分數，下同)HF+12%HNO3+83%H2O溶液對組織進行浸蝕后，可見在掉塊區域附近的表面組織初生α相含量減少，β相含量相對基體略高，組織變化深度約0.1 mm，如圖7所示。

圖6 葉片裂紋處拋光態形貌Fig.6 Polished morphology of the blade crack

圖7 葉片裂紋處顯微組織形貌Fig.7 Microstructure morphology of the blade crack

1.4 能譜分析

分別對基體組織、斷口灰黑色附著物、白色塊狀附著物、灰色層狀附著物進行能譜(EDS)分析，主要元素分析結果見表1。

表1 葉片不同位置的能譜分析結果(質量分數)Tab.1 EDS results at different positions of the blade (mass fraction) %

基體組織以鈦元素為主，斷口灰黑色附著物、灰色層狀附著物均含有較多的基體元素，但前者還存在大量的氧元素，后者含有較多的鎳和氧元素；白色塊狀附著物基本為鎳元素。

1.5 硬度測試

采用VH3100型維氏顯微硬度計分別在葉尖端面組織變化區域和正常組織處進行顯微維氏硬度測試。結果表明，葉尖端面組織變化區域的硬度(413 HV0.1)略高于基體組織的(380 HV0.1)。

2 分析與討論

兩條裂紋均沿葉身縱向呈直線狀擴展，裂紋形貌類似。相關資料表明[8],鈦合金在300 ℃左右時表面氧化色為淡黃色，400 ℃時為金黃色，500 ℃時為藍色，600 ℃時為紫色，700～800 ℃時為紅灰色，800～900 ℃時為灰色。根據裂紋和斷口形貌，葉片在工作過程中存在局部超溫，最高溫度在900 ℃左右[9]。

葉尖端面有明顯的摩擦痕跡，裂紋基本與摩擦痕跡垂直，且葉盆位置裂紋開口最大，表明裂紋是由摩擦引起的且在葉盆位置起源。在靠近葉背部分，出現掉塊，形成新的裂紋源并繼續擴展，導致裂紋擴展方向改變，在斷口上顯示出兩個裂紋源區。斷口大面積為擴展區，擴展區可見疲勞弧線，葉尖端面附近為灰黑色，向內逐步變為金黃色，在葉尖位置摩擦形成過燒和局部掉塊，使葉片的疲勞性能大幅降低,形成疲勞裂紋[10]。

與葉片配合的機匣基體材料為TC2鈦合金，表面為鎳石墨封嚴涂層，以提高發動機的氣路封嚴效率，屬于低溫可磨耗涂層，工作溫度在450 ℃以下，超過此溫度會發生熔融，其主要成分為鎳元素和碳元素[11]，所有材料均滿足技術要求，結合能譜分析結果可以判斷斷口上的灰色層狀附著物為葉尖端面與機匣涂層摩擦超溫后涂層發生熔融，在葉片表面反應形成的混合產物，白色塊狀附著物為脫落的涂層堆積物，因碳元素在高溫下氧化，所以基本為鎳元素。

高壓壓氣機轉子在高壓渦輪軸的帶動下高速轉動，其工作溫度約300 ℃，葉片受離心載荷、氣動載荷、振動載荷等作用，在工作過程中會產生一定的熱膨脹變形，會與機匣上的封嚴涂層進行摩擦，發生輕微磨損屬正常現象[12]。查閱相關記錄，發動機初始裝配時其葉尖間隙為0.81 mm，滿足間隙要求(0.70～0.84 mm)，在累積試車1 380 h后，發動機運轉正常，葉尖與零件已經充分磨合，但發動機需進行拆機檢查并復裝，復裝后葉尖間隙為0.64 mm，不滿足設計要求，導致再次試車時葉尖與機匣涂層發生嚴重刮擦。

分析認為，發動機復裝后葉尖徑向間隙不滿足設計要求，在試車過程中葉尖與機匣涂層發生嚴重刮擦，導致局部超溫、掉塊，葉尖表面完整性被破壞，涂層材料發生熔融并黏附在葉尖上，疲勞壽命大幅降低，形成多處疲勞裂紋源，并逐步擴展形成裂紋。

3 結論及建議

葉片上的裂紋為試車過程中產生的疲勞裂紋。發動機試車拆解復裝后的葉尖徑向間隙不滿足設計要求而發生刮擦是產生疲勞裂紋的主要原因。

建議通過車磨葉尖、嚴格控制葉尖徑向間隙等方法，使葉尖徑向間隙符合設計要求。