發(fā)動機風扇轉子葉片葉身裂紋分析

劉博志，佟文偉，邱　豐，伊　峰（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015）

發(fā)動機風扇轉子葉片葉身裂紋分析

劉博志，佟文偉，邱豐，伊峰
（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設計研究所，沈陽 110015）

發(fā)動機風扇轉子葉片葉身中部區(qū)域過早產(chǎn)生一條裂紋。通過對故障葉片進行外觀檢查、斷口分析、表面檢查、材質分析等試驗手段，確定了故障葉片裂紋性質及開裂機理。結果表明:故障風扇轉子葉片裂紋為起源于葉身中部葉背側亞表面的高周疲勞裂紋；裂紋疲勞源區(qū)附近基體組織不均勻，且存在較多的長條狀初生α相，降低了葉片的疲勞性能，是導致該葉片葉身中部過早開裂的主要影響因素。改進措施為控制鍛造溫度并保證毛坯變形量，避免長條狀初生α相的形成。

葉片；開裂；疲勞；噴丸；初生α相

0　引言

鈦合金以其優(yōu)異的中高溫力學性能成為渦扇發(fā)動機低壓轉子部件的主要制造材料，位于渦扇發(fā)動機低壓轉子最前端的風扇轉子葉片同樣以應用該類材料為主。對于高涵道比渦扇發(fā)動機，主要推力由外涵道產(chǎn)生，目前某些民航客運飛機風扇轉子葉片產(chǎn)生的推力占總推力78%以上［1］，而內涵道的氣體噴射主要目的是為了帶動前方風扇和壓氣機工作，其次才是輸出推力。由此看來，風扇轉子葉片對于高涵道比渦扇發(fā)動機而言起著至關重要的作用，是高涵道比渦扇發(fā)動機的關鍵部件，它的質量及可靠性對發(fā)動機的工作效率、安全性和可靠性產(chǎn)生直接的影響［2-3］。

對于鈦合金葉片而言，組織形態(tài)對其疲勞性能有很大影響。為了保證在風扇轉子葉片基體組織中得到疲勞性能最好的雙態(tài)組織，葉片的熱機械變形加工和熱處理過程均需要在α+β兩相區(qū)進行。而且在鈦合金零部件的制造過程中，采用常規(guī)退火工藝的情況下，得到雙態(tài)組織的決定因素是熱機械變形過程。因此，合理控制熱機械變形工藝過程，對形成均勻的雙態(tài)組織尤為重要［4］。

發(fā)動機風扇轉子葉片在進行試驗過程中，一葉片葉身中部過早出現(xiàn)裂紋。該風扇轉子葉片材料為TC4鈦合金，毛坯為模鍛件，葉片表面進行噴丸處理；葉身粗加工后，對葉片進行退火處理，消除殘余應力。本研究通過外觀檢查、斷口分析、表面檢查、材質分析等失效分析試驗手段，對故障風扇轉子葉片的開裂原因進行分析，找出導致葉片發(fā)生開裂故障的主要原因，并提出改進措施，避免類似故障再次發(fā)生。

1　試驗過程與結果

1.1宏觀觀察

風扇轉子葉片裂紋宏觀形貌見圖1，該裂紋位于凸肩下方的葉身中部區(qū)域，沿葉寬方向擴展。裂紋已經(jīng)裂透葉身厚度方向，葉背側裂紋長約142 mm、葉盆側裂紋長約136 mm。葉身表面宏觀未見異常損傷。

圖1　裂紋宏觀形貌Fig.1　Macro morphology of crack

1.2斷口分析

圖2為風扇轉子葉片裂紋斷口的宏觀形貌。斷口呈灰白色，整個斷面比較平坦，可見明顯的疲勞弧線和放射棱線特征，表明裂紋斷口性質為疲勞。根據(jù)疲勞弧線及放射棱線的方向判斷，疲勞起源于葉背側中部區(qū)域，呈單源起始特征（圖2黑色箭頭處），源區(qū)距葉片排氣邊約66 mm。該斷口疲勞擴展充分，斷口兩側的暗灰色區(qū)域為人為打開區(qū)。

圖2　斷口宏觀形貌Fig.2　Appearance of fracture surface

在LEO-1450型掃描電鏡下放大觀察，裂紋斷口源區(qū)形貌見圖3，該區(qū)放射棱線清晰可見。根據(jù)放射棱線的方向判斷，疲勞起源于葉背側亞表面（圖3圓圈區(qū)），距葉背側表面約250 μm。源區(qū)未見明顯的冶金缺陷。斷口疲勞擴展區(qū)微觀可見清晰、細密的疲勞條帶以及二次裂紋形貌（圖4），進一步表明該風扇葉片裂紋斷口為高周疲勞斷口［5］。圖5為人為打開的斷口區(qū)形貌，可見其形貌為典型的韌窩形貌。

圖3　斷口源區(qū)放大形貌Fig.3　Enlarged appearance of fracture source region

1.3源區(qū)附近葉身表面觀察

放大觀察斷口源區(qū)附近葉片表面，形貌如圖6所示，可見典型的噴丸加工形貌，噴丸致密，但在葉身表面形成了少量的損傷痕跡，該痕跡應為破碎的丸粒尖角沖擊葉身表面所致。未見其他明顯的機械加工痕跡。同時，裂紋疲勞源區(qū)位于葉背側亞表面，表明噴丸起到了表面強化作用［6-7］，而損傷痕跡并未對葉身的疲勞性能產(chǎn)生明顯影響。

圖4　斷口擴展區(qū)微觀形貌Fig.4　Fatigue striations of extension region

圖5　人為打開區(qū)微觀形貌Fig.5 Enlarged appearance of man-made fracture region

圖6　斷口疲勞源區(qū)附近葉身表面放大形貌Fig.6　Appearance of blade surface near source region

1.4材質分析

1）成分分析。

對葉片斷口附近基體進行能譜分析，主要合金元素含量均符合技術標準要求。

2）組織分析。

為了深入分析該葉片組織的分布情況，將風扇葉片沿葉高方向從葉根到葉尖等分10個區(qū)域（其中裂紋疲勞源區(qū)位于第6區(qū)），對各區(qū)域的葉片基體取樣后制成金相試樣，在2%HF+2% HNO3+96%H2O（體積分數(shù)）的腐蝕劑中浸泡20 s后，通過徠卡MEF-4型金相顯微鏡進行微觀組織分析。風扇葉片的基體均為雙態(tài)組織。其中，疲勞源區(qū)基體組織形貌（圖7a）較葉身其他部位基體組織形貌（圖7b）存在明顯的差異:疲勞源區(qū)基體組織中約50%初生α相呈等軸狀組織形態(tài)，而另50%初生α相呈長條狀組織形態(tài)；葉身其他部位基體組織中初生α相均呈等軸狀組織形態(tài)［8］。

圖7　葉片的組織形貌Fig.7　Metallurgical structure of blade

3）硬度測試。

為了分析該葉片硬度的分布情況，對其進行硬度測試。測試位置與組織分析位置一致，測試結果見表1，測試結果均符合技術標準的要求（HB≥3.35）。

2　分析與討論

通過斷口分析結果可知:該風扇葉片裂紋性質為高周疲勞，疲勞起源于葉身中部（源區(qū)距排氣邊約66 mm）葉背側亞表面，呈單源特征起始，疲勞源區(qū)未見明顯的冶金缺陷。葉片試驗件裂紋斷口源區(qū)附近表面放大形貌為典型的噴丸形貌，未見明顯的異常機械加工痕跡。

表1　故障葉片基體硬度測試結果Table 1　Hardness test results of the fan blade　HB

根據(jù)材質分析結果可知:風扇葉片基體成分、硬度均符合技術要求，葉片的基體組織均為雙態(tài)組織。但是，疲勞源區(qū)基體組織中約50%初生α相呈長條狀組織形態(tài)，而其他部位的基體組織中初生α相均呈等軸狀組織形態(tài)。根據(jù)鈦合金材料力學性能試驗的研究結果，條狀初生α相組織的化學成分和顯微硬度與基體無明顯差異，對室溫拉伸、500℃高溫拉伸、室溫沖擊韌性也無明顯的影響，但是能夠顯著的降低材料的室溫疲勞強度。對比基體組織分別為等軸初生α相與長條狀初生α相的兩種鈦合金室溫旋轉彎曲疲勞壽命的試驗結果，兩者疲勞壽命相差3000～13 000倍［4］。所以，本次故障中疲勞裂紋的過早萌生應該與葉片開裂部位基體組織中存在較多長條狀初生α相有關。根據(jù)祝力偉、李華等的研究［9-10］，（α+β）型鈦合金疲勞裂紋的萌生與其微觀組織密切相關，對于同一種合金的力學性能而言，等軸雙態(tài)組織鈦合金具有最好的抗高周疲勞性能，而存在長條狀α相及片層狀組織鈦合金的抗高周疲勞性能相對較低。這是由于鈦合金在振動提供的交變載荷作用下局部發(fā)生滑移，滑移線通道受阻于初生α相和轉變β相區(qū)的界面處，隨著循環(huán)次數(shù)的累計某些區(qū)域逐漸形成密集滑移帶區(qū)域（即駐留滑移帶），疲勞裂紋即在駐留滑移帶所構成的擠壓峰或擠壓槽處萌生［11］。在等軸雙態(tài)組織中初生α相相互“獨立”、相距較遠，滑移通道需要克服β相區(qū)的阻力才能繼續(xù)擴展，相對來說阻力較大，因而提高了疲勞裂紋的萌生壽命；而在初生α相呈條狀或片狀組織中滑移線沿著長條狀初生α相片層界面或直接切斷α相片層向前擴展，使滑移線具有較長的有效滑移通道，并在界面處塞集，造成應力集中，使疲勞裂紋易于萌生于駐留滑移帶。對應于本次故障，風扇葉片基體組織分布不均勻，葉身中部基體中存在大量長條狀初生α相，導致在振動疲勞試驗過程中，長條狀初生α相聚集區(qū)滑移阻力減小，駐留滑移帶更容易在該區(qū)域塞集形成微觀的應力集中區(qū)，導致疲勞裂紋在該區(qū)域過早萌生，進而形成高周疲勞裂紋。

另外，采用三維有限元計算方法，對該葉片建模進行工作狀態(tài)下的應力分布模擬計算，葉背側徑向應力分布如圖8所示。可知，在材料均勻的前提下，葉背及葉盆側的最大應力點均位于葉片凸肩接觸面?zhèn)鹊母哭D接區(qū)。而本次故障中，葉片開裂位置位于凸肩下方的葉身中部，該位置并不是最大應力點。進一步說明由于葉片組織的不均勻分布，造成葉身中部區(qū)域疲勞強度明顯下降，導致葉身中部區(qū)域即使不在應力最大點，仍然成為整個葉片疲勞性能最差的區(qū)域，致使疲勞裂紋在該區(qū)域過早萌生。

圖8　葉背側徑向應力分布圖Fig.8　Stress distribution of the fan blade at back side

結合上述分析可知:故障風扇葉片葉身中部的疲勞源區(qū)基體組織中存在較多的長條狀初生α相，導致葉片葉身基體組織不均勻，且該區(qū)域基體中的長條狀初生α相為裂紋的萌生和擴展提供了通道，使葉片的抗疲勞性能明顯下降，是導致葉片過早萌生疲勞裂紋的主要影響因素。影響鈦合金組織中長條狀初生α相產(chǎn)生的原因較多，主要包括:原材料本身含有長條狀初生α相，軋制過程中在兩相區(qū)變形量不足導致長條狀α相沒有充分破碎以及構件生產(chǎn)過程中的溫度控制等問題［12-13］。所以，針對本次故障中風扇轉子葉片葉身中部的基體組織問題，預防該類故障的再次發(fā)生，應保證在葉片基體組織中得到均勻的等軸雙態(tài)組織。首先應嚴格控制始鍛、終鍛以及后續(xù)熱處理的溫度范圍，使整個鍛造熱機械變形過程均在α+β兩相區(qū)進行；其次，與常見的壓氣機葉片相比，該風扇葉片在葉形上的特殊性使其在模鍛過程中葉身中部區(qū)域的變形量難以控制，所以應該進一步優(yōu)化模鍛工藝，保證毛坯變形量，使粗大的初生α相充分破碎及球化，確保熱處理之后得到等軸雙態(tài)組織，避免長條狀初生α相的形成。

3　結論

1）發(fā)動機風扇轉子葉片裂紋為起源于葉身中部葉背側亞表面的高周疲勞裂紋。

2）葉片葉身基體組織不均勻，存在較多的長條狀初生α相，降低了葉片的疲勞性能，是導致該葉片過早萌生疲勞裂紋的主要影響因素。

3）為了避免類似的故障再次發(fā)生，應嚴格控制鍛造溫度和模鍛過程中毛坯的變形量，保證得到均勻的雙態(tài)組織，以免形成長條狀初生α相。

［1］林杰威.渦扇發(fā)動機風扇葉片疲勞壽命評估與可靠性分析［D］.天津:天津大學，2013:1-9.

［2］陳光.航空發(fā)動機結構設計分析［M］.北京:北京航空航天大學出版社，2006:340-341.

［3］余小魯，李付國.TC4鈦合金風扇轉子葉片模鍛工藝和性能研究［J］.鍛壓技術，2010，35（3）:19-21.

［4］陶春虎，劉慶瑔，曹春曉，等.航空用鈦合金的失效及其預防［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2002:126-156.

［5］李洋，佟文偉，韓振宇，等.發(fā)動機引氣管卡箍斷裂原因分析［J］.失效分析與預防，2013，8（3）:167-172.

［6］王天劍，劉禹炯，徐永峰，等.噴丸強化處理對核電汽輪機低壓葉片表面殘余應力的影響［J］.東方汽輪機，2014（2）:65 -67.

［7］王永芳，冉廣，周敬恩，等.噴丸對汽輪機葉片殘余內應力影響的研究［J］.汽輪機技術，2005，47（5）:397-399.

［8］佟文偉.航空發(fā)動機風扇葉片裂紋失效分析［J］.失效分析與預防，2013，8（2）:112-116.

［9］祝力偉，朱知壽，王新南，等.不同片層組織對TC4-DT鈦合金裂紋擴展行為的影響［J］.航空材料學報，2011，31（S1）: 164-167.

［10］李華，賀飛，馬英杰，等.TC4鈦合金兩種顯微組織的緊固孔原始疲勞質量研究［J］.航空材料學報，2013，33（2）:81 -86.

［11］張棟，鐘培道，陶春虎，等.失效分析［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2013:56-63.

［12］Lütijering G.Influence of processing on microstructure and mechanical properties of（α+β）titanium alloys［J］.Materials Science and Engineering:A，1998，243（1-2）:32-45.

［13］李曉芹.TC11鈦合金β鍛造工藝、組織和性能的關系［J］.機械科學與技術，2000，19（1）:127-129.

Cracking Analysis of Fan Blade in an Aero-Engine

LIU Bo-zhi，TONG Wen-wei，QIU Feng，YI Feng
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

An early crack was found in the middle of a fan blade in an aero-engine.The cracking mode and cause were analyzed by appearance observation，macro and micro observation on fracture surface，surface inspection and material analysis.The results indicate that the failure mode of the fan blade is high cycle fatigue cracking.The fatigue source was located at the sub-surface of the back side in the middle of the fan blade.The main causes for the cracking were the non-uniform distribution of metallurgical structure in the middle of the blade and lots of lath-shaped primary α phase at the fatigue source region.The fatigue resistance of the fan blade decreased significantly.The improvement measures for avoiding formation of lath-shaped primary α phase are to control the forging temperature and to ensure the deformation degree of the raw material.

blade；cracking；fatigue；shot blasting；primary α phase

V232.4

A

10.3969/j.issn.1673-6214.2016.01.013

1673-6214（2016）01-0060-05

2015年12月1日

2016年1月30日

劉博志（1985年-），男，碩士，工程師，主要從事發(fā)動機故障零部件失效分析等方面的研究。