航空發(fā)動機(jī)低壓壓氣機(jī)三級盤裂紋分析

劉軍和，張銀東，李 明，楊樹林

(1.駐沈陽黎明發(fā)動機(jī)制造公司軍事代表室，沈陽 110043;2.沈陽黎明航空發(fā)動機(jī)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，沈陽 110043）

0 引言

航空發(fā)動機(jī)是一種具有嚴(yán)酷氣動負(fù)荷、機(jī)械負(fù)荷和高溫負(fù)荷作用，又要求具有高耐久性的熱動力機(jī)械［1］。壓氣機(jī)盤類零件是航空發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵部件，在高速旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下工作，承受高離心負(fù)荷和振動負(fù)荷，還要承受環(huán)境介質(zhì)的腐蝕與氧化作用，工作條件比較惡劣，在工作中出現(xiàn)失效的概率較高［2］。疲勞斷裂是盤件失效的主要表現(xiàn)形式;而振動應(yīng)力、離心應(yīng)力等復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)疊加導(dǎo)致應(yīng)力過大以及應(yīng)力集中往往是疲勞失效的內(nèi)在原因［3-5］。制定的預(yù)防措施則注重于減小應(yīng)力集中，減小和控制使用過程中的振動。深入研究分析盤類零件的失效模式和機(jī)制，采取針對性措施，對于提高航空發(fā)動機(jī)的使用性能、可靠性和安全性有十分重要的意義。航空發(fā)動機(jī)低壓壓氣機(jī)三級盤采用BT9合金(國內(nèi)牌號TC11)，屬于馬氏體型α+β鈦合金，可在500℃以下長時期工作和550℃短時工作［6］。BT9在俄制航空發(fā)動機(jī)上應(yīng)用較為成熟，廣泛用于制造壓氣機(jī)的盤、葉片及軸類零件等，國內(nèi)對該合金也做了大量的研究工作［7-12］，從變形機(jī)理、變形工藝、熱處理制度等方面入手，優(yōu)化合金及其盤鍛件的加工工藝，提高其力學(xué)性能尤其是抗疲勞性能。

某臺航空發(fā)動機(jī)在地面試車過程中出現(xiàn)報警信號，振動值突然增大，檢查發(fā)現(xiàn)低壓壓氣機(jī)三級盤有一條周向裂紋。本研究對故障件進(jìn)行尺寸測量、材質(zhì)檢查、性能測試、組織分析和斷口觀察，綜合分析故障性質(zhì)和產(chǎn)生原因。

1 試驗過程和結(jié)果

1.1 形貌觀察

故障發(fā)動機(jī)三級盤宏觀形貌如圖1所示，從排氣側(cè)目視觀察，可見輻板上存在一條周向裂紋，裂紋弧長約470 mm(圖1紅線所示)，距圓心約200 mm，中間部位已經(jīng)錯位、開口。裂紋位于盤的輻板與軸頸的轉(zhuǎn)接R處(圖2)，該處存在較為明顯的加工痕跡。與三級盤相連的低壓壓氣機(jī)葉片存在不同程度的刮磨，三級靜子機(jī)匣也存在相應(yīng)的刮磨痕跡，刮磨深度超過規(guī)定值要求。

圖1 故障盤形貌(排氣側(cè))Fig.1 Appearance of failed disk(seen from the outlet side)

圖2 裂紋位置Fig.2 Diagram of position of crack on the disk

1.2 尺寸測量

采用三坐標(biāo)測量機(jī)及打樣膏測量故障三級盤的主要尺寸，重點檢查輻板厚度、輻板與軸頸轉(zhuǎn)接R處尺寸及表面粗糙度。與輻板厚度的設(shè)計要求相比，實際零件厚度略大，且尺寸不均，從輪心到輪緣沿徑向方向輻板厚度減薄，呈一定錐度，在裂紋圓周附近出現(xiàn)臺階(圖2)。按圖紙要求，輻板與軸頸轉(zhuǎn)接R2.5，故障盤實際出現(xiàn)了2個R，分別為 R1.9、R2.25(圖 3)。R2.25 圓弧與后輪緣相切，R1.9圓弧與輻板相割，形成一周的棱線。轉(zhuǎn)接 R處粗糙度圖紙要求為1.25 μm，實測為0.58 ～1.39 μm。

圖3 轉(zhuǎn)接R部位超差示意圖Fig.3 The measurement of the transit radius between the former and the rim of the disk

1.3 斷口分析

人為打開斷口，在排氣側(cè)目視可見裂紋附近表面有明顯的加工痕跡，裂紋沿加工痕跡開裂。對斷口表面清洗后利用體視顯微鏡對斷口形貌進(jìn)行觀察。裂紋斷口呈灰色，中間區(qū)域有長度約為105 mm、最大深度約為4.5 mm的弧形區(qū)，該區(qū)域斷口相對平坦，為主斷口區(qū)(圖4);主斷口區(qū)兩側(cè)斷口粗糙，呈人字紋形貌。排氣側(cè)邊緣在圓周方向還存在寬窄不等的小裂紋區(qū)。

利用掃描電鏡對主斷口區(qū)進(jìn)一步觀察，可見裂紋起始于排氣側(cè)邊緣，在源區(qū)附近可見疲勞弧線，見圖5。在裂紋擴(kuò)展區(qū)疲勞條帶清晰細(xì)密，條帶間距小于0.5 μm，具備高周疲勞特征(圖6a);在疲勞擴(kuò)展后期可見二次裂紋與韌窩的混合形貌(圖6b)。對主斷口區(qū)兩側(cè)的小裂紋觀察，仍可見細(xì)密的疲勞條帶(圖7)，說明該處小裂紋也是疲勞裂紋。據(jù)此可以判斷，故障盤斷口為多源疲勞引起的裂紋。源區(qū)未見明顯的冶金缺陷。

圖4 斷口全貌Fig.4 Morphology of the crack

圖5 疲勞源區(qū)形貌Fig.5 Fracture initiation area of the crack

圖6 疲勞擴(kuò)展區(qū)形貌Fig.6 Fracture propagation area of the crack

1.4 材質(zhì)檢查和性能測試

在盤輻板取樣，進(jìn)行化學(xué)成分和金相組織分析;在輪轂處弦向取樣，測試室溫拉伸、室溫沖擊、500℃拉伸和500℃/620 MPa持久性能。

分析化學(xué)成分為:ω(C)=0.015%，ω(H)=0.00263%，ω(O)=0.109%，ω(N)=0.0120%，ω(Si)=0.28%，ω(Mo)=3.43%，ω(Al)=6.41%，ω(Fe)=0.11%，ω(Zr)=1.68%。符合BT9材料標(biāo)準(zhǔn)要求。金相組織為等軸或拉長α+β轉(zhuǎn)組織，α相含量約為60% ～70%(圖8)，符合標(biāo)準(zhǔn)要求。

圖7 小裂紋區(qū)的疲勞形貌Fig.7 Fatigue morphology of the minor crack

圖8 輻板處的金相組織Fig.8 Microstructure of the failed disk

力學(xué)性能測試結(jié)果見表1和表2。各項性能均符合標(biāo)準(zhǔn)要求，但從數(shù)據(jù)上看，室溫拉伸強(qiáng)度、500℃拉伸強(qiáng)度和500℃/620 MPa持久性能富裕度都不高。

表1 故障盤的室溫力學(xué)性能Table 1 Mechanical properties of the failed disk at room temperature

表2 故障盤的500℃力學(xué)性能Table 2 Mechanical properties of the failed disk at 500℃

2 分析與討論

從材質(zhì)檢測結(jié)果看，其化學(xué)成分、力學(xué)性能、金相組織均符合俄99.91Ty標(biāo)準(zhǔn)要求，也符合航標(biāo)HB 5263—1995。疲勞源區(qū)未見明顯的冶金缺陷，說明裂紋的產(chǎn)生與材質(zhì)無關(guān)。鈦合金的性能與組織狀態(tài)密切相關(guān)，不同的組織對應(yīng)的性能存在著很大的差異。一般說來，鈦合金呈現(xiàn)等軸組織時室溫塑性好、沖擊性能較高;而呈現(xiàn)雙態(tài)組織時高溫瞬時性能、斷裂韌性和疲勞性能相對較好。該故障盤組織為等軸或拉長α+β轉(zhuǎn)組織，α相含量約為60% ～70%，所以強(qiáng)度富裕度不高;而近年來該發(fā)動機(jī)的三級盤組織更接近于雙態(tài)的等軸α+β轉(zhuǎn)組織，α相含量約為40% ～50%。

針對輻板厚度(相對原結(jié)構(gòu)減小到4.85 mm)、輻板與后輪緣轉(zhuǎn)接半徑(由R2.5 mm減小到R1.9 mm)、局部缺陷(圓角與輻板連接處增加圓弧缺陷0.05～0.08 mm)3個尺寸超差因素，考慮轉(zhuǎn)速、溫度載荷、離心載荷等因素，運用ANSYS軟件，分別進(jìn)行了故障部位應(yīng)力計算，計算結(jié)果見表3。

由表3可知，單一結(jié)構(gòu)超差因素中，應(yīng)力值增大對凹陷0.08 mm最為敏感，其徑向應(yīng)力增加了23.59%;其次為輻板厚度減薄和圓角尺寸變小。輻板厚度減小到4.85 mm時，徑向應(yīng)力增加了17.97%，圓角尺寸變小到R1.9時徑向應(yīng)力增加了10.89%，凹陷為0.05 mm時，應(yīng)力水平與輻板厚度減小到4.85 mm時相當(dāng)?？梢?種超差情況下故障部位的應(yīng)力值均低于材料的屈服極限值，從靜強(qiáng)度儲備看，單一因素的局部尺寸超差不足以造成盤件斷裂破壞。斷口上表現(xiàn)出比較明顯的高周疲勞特征;而且出現(xiàn)突然振動后，還能工作一段時間，也說明盤件的靜強(qiáng)度能夠滿足承力要求。雖然如此，考慮轉(zhuǎn)速、溫度載荷、葉片及輪緣凸塊引起的離心載荷，在設(shè)計點轉(zhuǎn)速下故障部位的應(yīng)力計算達(dá)到了733 MPa，存在明顯的應(yīng)力集中。

表3 超差因素對故障部位應(yīng)力的影響Table 3 Effect of out-of-tolerance on the stress at the failed position

由于結(jié)構(gòu)布局的需要，航空發(fā)動機(jī)零部件上過渡轉(zhuǎn)角、溝槽、截面過渡區(qū)不可避免;而這些部位容易引起應(yīng)力集中，在振動應(yīng)力作用下，誘發(fā)疲勞裂紋萌生并擴(kuò)展。鈦合金零件疲勞抗力對表面加工狀態(tài)非常敏感［13］，零件表面加工質(zhì)量不好時在過渡轉(zhuǎn)角等部位尤其容易引起應(yīng)力集中［14-16］，導(dǎo)致零件疲勞抗力的下降。故障三級盤在排氣側(cè)輻板與軸頸轉(zhuǎn)接R處可見加工接刀痕，存在應(yīng)力集中，當(dāng)受到較大氣流、振動作用或盤表面材質(zhì)性能降低時，該處應(yīng)力集中系數(shù)相應(yīng)增大，會形成疲勞源。主疲勞源擴(kuò)展后，應(yīng)力得到釋放，其余小裂紋源沒有充分?jǐn)U展。從裂紋擴(kuò)展微觀特征看，疲勞條帶細(xì)密，具備高周疲勞特征，說明裂紋擴(kuò)展應(yīng)力不大;但疲勞多源起始，說明裂紋起始應(yīng)力較大，一般與源區(qū)受到較大外力或性能降低有關(guān)。從圖1上可以看出三級盤上連接孔較多，由于這些孔及與其相關(guān)的葉片和鍵的存在，在盤腔內(nèi)形成壓力脈動，一旦輪盤發(fā)生共振，將產(chǎn)生較大的應(yīng)力響應(yīng)。當(dāng)盤腔激振力的階次和輪盤節(jié)徑數(shù)互為倍數(shù)關(guān)系時，容易發(fā)生后行波共振。有關(guān)計算表明，在常用工作轉(zhuǎn)速條件下，存在共振裕度小于10%的共振點，有發(fā)生共振的可能性。綜合分析，故障盤疲勞裂紋的產(chǎn)生與使用過程中特定條件下的振動有關(guān)。

3 結(jié)論

1)斷口為多源疲勞裂紋，裂紋起始于三級盤排氣側(cè)輻板與軸頸轉(zhuǎn)接R表面;

2)故障盤疲勞裂紋的產(chǎn)生與使用過程中特定條件下的振動有關(guān);

3)三級盤輻板與軸頸轉(zhuǎn)接處R尺寸偏小，轉(zhuǎn)接不圓滑，存在應(yīng)力集中，促進(jìn)裂紋的產(chǎn)生。

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