發(fā)動機(jī)HPT葉片失效分析及損傷發(fā)展趨勢研究

曹惠玲，曹鵬雙，康力平，谷亞南

（1.中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300；2.北京飛機(jī)維修工程有限公司工程處，北京 100621）

發(fā)動機(jī)HPT葉片失效分析及損傷發(fā)展趨勢研究

曹惠玲1，曹鵬雙1，康力平2，谷亞南2

（1.中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300；2.北京飛機(jī)維修工程有限公司工程處，北京 100621）

基于某航空公司CFM56-7B發(fā)動機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣歷史孔探數(shù)據(jù)，首先分析熱障涂層失效原因，運用統(tǒng)計分析方法，確定高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣涂層脫落失效分布模型；然后對高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣損傷發(fā)展趨勢進(jìn)行回歸分析并計算機(jī)隊高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣平均壽命。

CFM56-7B發(fā)動機(jī)；高壓渦輪葉片；熱障涂層；失效分析；損傷發(fā)展趨勢；平均壽命

高壓渦輪葉片是航空發(fā)動機(jī)的重要組件，其工作狀態(tài)和失效情況直接影響到飛機(jī)的飛行安全。在發(fā)動機(jī)工作過程中，高壓渦輪工作條件十分惡劣，失效概率較高，研究CFM56-7B發(fā)動機(jī)高壓渦輪葉片失效模式與失效機(jī)理尤為重要。

高壓渦輪葉片由表面的熱障涂層（TBCs）和基體合金組成，表面的熱障涂層可以很好地起到降低基體金屬表面溫度的作用，防止高溫對基體材料的損傷。民航發(fā)動機(jī)多采用的是典型雙層結(jié)構(gòu)的陶瓷熱障涂層。

表層為陶瓷層：由于陶瓷具有耐熱性、耐磨性和低導(dǎo)熱率，以涂層形式與渦輪葉片合金基體結(jié)合，能達(dá)到屏蔽熱量，降低渦輪葉片的溫度，提高渦輪葉片在高溫環(huán)境下工作能力的效果。陶瓷TBC具有很好的隔熱效果，如NASA的實驗表明，0.4 mm的TBC可使渦輪葉片的表面溫度降低100~300℃。

陶瓷層與基體之間為粘結(jié)層，起改善基體與陶瓷涂層物理相容性和抗氧化腐蝕的作用[1-2]。

高壓渦輪葉片轉(zhuǎn)葉前緣的失效過程一般為：TBC脫落，基體出現(xiàn)氧化變色（辦理保留故障并確定重檢間隔），變色徑向長度超標(biāo)或出現(xiàn)裂紋超標(biāo)（下發(fā)）。

本文首先對高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣的失效模式與失效原因進(jìn)行分析；然后對TBC脫落失效模式進(jìn)行分析，確定其分布模型并對模型參數(shù)進(jìn)行估計；再對高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣損傷發(fā)展趨勢進(jìn)行回歸分析并計算機(jī)隊高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣平均壽命。

1 高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣失效模式及原因

高壓渦輪失效模式包括燒蝕和裂紋、腐蝕、涂層脫落、封嚴(yán)損傷、葉片伸長超限等[3]，但具體到高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣的失效模式主要有涂層脫落、氧化變色和裂紋，如圖1~圖3所示。

圖1 涂層脫落Fig.1 Coating shedding

圖2 氧化變色Fig.2 Oxidizing discoloration

圖3 裂紋Fig.3 Crack

下面對失效原因進(jìn)行分析。

1.1 涂層脫落原因

1）CMAS

大氣中的灰塵、高空火山灰、燃油中的雜質(zhì)等會沉積到熱障涂層的表面，在高溫條件下形成玻璃相CMAS沉積物（CaO-MgO-Al2O3-SiO2），CMAS滲入熱障涂層陶瓷層內(nèi)部，降低涂層應(yīng)變?nèi)菹蓿铀偻繉酉嘧兪Х€(wěn)和燒結(jié)，同時冷卻凝固后在涂層中會產(chǎn)生較大的應(yīng)力，從而導(dǎo)致涂層過早地剝離失效[4]。

2）熱生長氧化物（TGO）

金屬粘結(jié)層與熱障涂層之間熱生長氧化物是涂層失效的主要原因。普遍使用的MCrAlY金屬粘結(jié)層的Al元素含量為8%~12%，Al元素可以在粘結(jié)層與涂層界面處生成致密氧化物，保證涂層的抗腐蝕及抗氧化性能。隨著熱循環(huán)的進(jìn)行，TGO厚度增加，在界面處產(chǎn)生應(yīng)力集中，應(yīng)力釋放使得涂層發(fā)生蠕變變形，TBCs沿TGO的晶界處產(chǎn)生破裂脫離，導(dǎo)致涂層失效。粘結(jié)層熱氧化生成的Cr2O3、NiO更易于導(dǎo)致裂紋的產(chǎn)生與擴(kuò)展[5-6]。

3）高溫?zé)Y(jié)與熱疲勞

熱端部件在工作中要承受1 600℃以上的高溫，較高的溫度極易對工作部件產(chǎn)生燒結(jié)作用，導(dǎo)致涂層材料發(fā)生相變。當(dāng)涂層在溫度場作用下產(chǎn)生的自由膨脹或收縮被約束時，涂層內(nèi)部會產(chǎn)生熱應(yīng)力，熱應(yīng)力隨著溫度的變化而變化，從而形成疲勞損傷。對于性脆的陶瓷熱障涂層，抗熱變能力差，熱應(yīng)力容易達(dá)到涂層材料的斷裂應(yīng)力，造成熱沖擊破壞[7]。

1.2 氧化變色產(chǎn)生原因

熱障涂層脫落后，基體金屬就直接暴露在高溫氣流中，導(dǎo)致有熱障涂層和無熱障涂層表面溫度不均勻，無熱障涂層區(qū)金屬表面極易出現(xiàn)過熱、過燒甚至熔化現(xiàn)象使金屬發(fā)生相變，并在基體金屬材料表面顯現(xiàn)出熱損傷的痕跡即氧化變色。冷卻孔堵塞會加劇氧化變色的產(chǎn)生。

1.3 裂紋產(chǎn)生原因

1）熱疲勞

零件由于工作溫度的反復(fù)變化，當(dāng)交變熱應(yīng)力超過材料的熱疲勞極限時，零件就會產(chǎn)生裂紋甚至斷裂。冷卻孔堵塞會加劇熱疲勞的產(chǎn)生。

2）疲勞

在交變應(yīng)力作用下，涂層脫落區(qū)域更容易出現(xiàn)應(yīng)力集中導(dǎo)致疲勞裂紋。

3）熱腐蝕

基體金屬與沉積在表面的沉鹽和流經(jīng)表面的高溫氣流相互作用產(chǎn)生的腐蝕也會促使裂紋的產(chǎn)生[8-9]。

2 葉片前緣涂層脫落失效模型

發(fā)動機(jī)的孔探工作流程大致為：初始孔探根據(jù)手冊維修間隔制定工卡，孔探人員按照工卡進(jìn)行孔探并將孔探圖片上傳到故障信息網(wǎng)，工程師根據(jù)孔探圖片結(jié)合手冊相關(guān)規(guī)定對損傷進(jìn)行評估并作出相應(yīng)處理意見（繼續(xù)原重檢間隔、保留故障縮短重檢間隔、辦理地面故障單等）。由于孔探工作機(jī)制限制，很難把握前緣涂層脫落的準(zhǔn)確時間，為便于研究，本文統(tǒng)一采用某航空公司737機(jī)隊CFM56-7B發(fā)動機(jī)首次辦保留故障將重檢間隔縮短為400FC的循環(huán)數(shù)作為葉片前緣涂層脫落的失效時間，雖在時間上有一定的滯后性，但也能間接反映葉片前緣發(fā)生失效的規(guī)律。

2.1 故障數(shù)據(jù)統(tǒng)計分析及模型選取

某航空公司34臺7B發(fā)動機(jī)渦輪轉(zhuǎn)葉前緣首辦400FC重檢時的循環(huán)數(shù)數(shù)據(jù)（部分），如表1所示。

表1中ESN為發(fā)動機(jī)序列號，F(xiàn)C為飛行循環(huán)數(shù)。對表中飛行循環(huán)數(shù)進(jìn)行統(tǒng)計分析，如圖4所示。

從圖4中可以看出該故障可能服從正態(tài)分布、對數(shù)正態(tài)分布或威布爾分布。通過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)擴(kuò)充數(shù)據(jù)及擬合檢驗最終選擇威布爾分布[10]。下一步用威布爾分布做參數(shù)估計。

表1 渦輪轉(zhuǎn)葉前緣首辦400FC重檢循環(huán)數(shù)（部分）Tab.1 Damage data of engine（part） （次）

圖4 累積概率散點圖Fig.4 Cumulative probability scatter plot

2.2 威布爾分布參數(shù)估計

1）威布爾分布

概率密度分布函數(shù)為

累積分布函數(shù)為

故障率函數(shù)為

可靠度函數(shù)為

威布爾分布的參數(shù)有2個，m為形狀參數(shù)，η為特征參數(shù)。

2）參數(shù)估計

Matlab中的wblfit函數(shù)可以直接對威布爾分布的參數(shù)進(jìn)行最大似然估計，取置信度為95%，計算結(jié)果為η=10 354，m=7?？梢岳斫鉃樵?0 354循環(huán)時葉片前緣涂層已經(jīng)脫落的概率為95%。

2.3 渦輪葉片前緣涂層失效模型

將 η=10 354，m=7分別帶入式（1）~式（4）得

相應(yīng)的分布曲線圖如圖5~圖8所示。

圖5 概率密度分布曲線Fig.5 Probability density distribution curve

圖6 累積概率分布曲線Fig.6 Cumulative probability distribution curve

圖7 失效率分布曲線Fig.7 Failure rate distribution curve

在給定可靠度R時，就可以知道整個機(jī)隊在相應(yīng)可靠度下的可靠壽命。當(dāng)R=0.95時，可靠壽命約為6 774循環(huán)；當(dāng)R=0.5時，可靠壽命約為9 826循環(huán)。超過63%的葉片涂層在9 000~10 000循環(huán)脫落，葉片在6 000循環(huán)之前基本未出現(xiàn)脫落現(xiàn)象，所以進(jìn)行孔探工作時，可以適當(dāng)調(diào)整工作計劃或孔探時不用對葉片前緣過多關(guān)注。

圖8 可靠度分布曲線Fig.8 Reliability distribution curve

3 葉片損傷發(fā)展趨勢及平均壽命計算

在涂層脫落失效后，渦輪轉(zhuǎn)葉前緣就會逐漸出現(xiàn)燒蝕，使基體材料氧化變色甚至出現(xiàn)裂紋。某航空公司近年來提出對葉片氧化徑向長度進(jìn)行孔探監(jiān)控，分析渦輪葉片的損傷發(fā)展情況，給機(jī)隊下發(fā)計劃、性能排隊等提供參考依據(jù)。

CFM實驗室在對一次高壓渦輪轉(zhuǎn)葉轉(zhuǎn)葉斷裂事故分析中表明前緣氧化程度和內(nèi)部裂紋狀況有著強(qiáng)關(guān)聯(lián)性。某航空公司根據(jù)手冊和工程經(jīng)驗制定了針對7B發(fā)動機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉特殊孔探要求的工程通告。通告指出：

1）高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣TBC涂層脫落，無氧化變色，1 600FC重檢；

2）高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣出現(xiàn)氧化斑點，即徑向長度小于0.1 in（1 in=25.4 mm，下同），400FC重檢；

3）高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣氧化變色，即徑向長度0.1~0.5 in之間，累計徑向長度不一定要連續(xù)，200FC重檢；

4）高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣氧化變色，即徑向長度大于0.5 in，累計徑向長度不一定要連續(xù)，100FC重檢；

5）高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣氧化變色，即徑向長度大于1 in，累計徑向長度不一定要連續(xù)，下發(fā)送修。

3.1 葉片前緣損傷發(fā)展趨勢

對近兩年某航空公司CFM56-7B機(jī)隊發(fā)動機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣孔探數(shù)據(jù)（如表2所示）進(jìn)行擬合，便可得到損傷發(fā)展趨勢。

對表2中數(shù)據(jù)進(jìn)行一元線性擬合，Matlab擬合結(jié)果，如圖9所示。

表2 渦輪轉(zhuǎn)葉前緣孔探數(shù)據(jù)（部分）Tab.2 Engine borescope data（part）

圖9 渦輪轉(zhuǎn)葉前緣損傷擬合曲線Fig.9 Fitting curve of turbine blades damage

從圖9中可以看出，數(shù)據(jù)點有些分散，但考慮到這是整個機(jī)隊的總體數(shù)據(jù)，不同飛機(jī)執(zhí)飛的航線不同、發(fā)動機(jī)的推力級別不同、外界環(huán)境（溫度、濕度等）不同、飛行員操作習(xí)慣不同、不同飛機(jī)使用的燃油品質(zhì)不同等都對損傷發(fā)展有或多或少的影響。單臺發(fā)動機(jī)葉片損傷發(fā)展預(yù)測需要考慮各種影響，準(zhǔn)確計算；但對機(jī)隊發(fā)動機(jī)葉片平均損傷發(fā)展情況來講，數(shù)據(jù)本身就是各種影響因素的綜合結(jié)果，雖然數(shù)據(jù)分散，但不影響計算機(jī)隊葉片平均壽命。

3.2 葉片前緣平均壽命計算

利用3.1節(jié)得到損傷發(fā)展趨勢，再結(jié)合警戒線就能輕易的得到葉片的壽命。以1 in為警戒線，當(dāng)渦輪轉(zhuǎn)葉前緣氧化徑向長度達(dá)到或超過1 in時，葉片達(dá)到壽命，得到擬合曲線為

把y=25.4帶入式（9）得 x=13 306.8，即該航空公司整個機(jī)隊7B發(fā)動機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣的平均壽命為13 306.8循環(huán)。但要想預(yù)測某1臺發(fā)動機(jī)因HPT轉(zhuǎn)葉前緣氧化腐蝕而下發(fā)的時間就要對這臺的數(shù)據(jù)進(jìn)行單獨分析，將不同影響因素都考慮在內(nèi)，建立一個基準(zhǔn)，對不同因素下的數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，再作相關(guān)分析。這是下一步的工作目標(biāo)，不在本文研究范圍之內(nèi)。

4 結(jié)語

本文對某航空公司7B發(fā)動機(jī)高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣TBC涂層失效模式進(jìn)行分析，經(jīng)過統(tǒng)計分析驗證其失效模式符合威布爾分布，并進(jìn)一步得到了其失效模型，也可以計算出給定可靠度下TBC涂層的可靠壽命，對孔探工作有一定指導(dǎo)意義；通過對高壓渦輪轉(zhuǎn)葉前緣孔探數(shù)據(jù)的分析，得到了損傷發(fā)展趨勢，并計算了葉片的平均壽命。下一步將重點研究不同發(fā)動機(jī)使用情況下?lián)p傷數(shù)據(jù)的修正，以及單臺發(fā)動機(jī)損傷趨勢發(fā)展的預(yù)測。

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（責(zé)任編輯：黃 月）

Failure analysis and damage development trend research of aero-engine high-pressure turbine blades

CAO Huiling1,CAO Pengshuang1,KANG Liping2,GU Ya’nan2
（1.College of Aeronautical Engineering,CAUC,Tianjin 300300,China;2.Ameco,Beijing 100621,China）

Datum about one airlines’ CFM56-7B engine fleet containing borescope inspection information about high pres

sure turbine are used to analyze failure reasons of thermal barrier coatings.Statistical analyzing method is employed to determine the failure distribution model.Regression analysis is then conducted to obtain the damage development trend of leading edge of blade.Finally,average life expectancy of leading edge of blade is computed.

CFM56-7B engine;high-pressure turbine blade;TBCs;failure analysis;damage development trend;average life

V23

A

1674－5590（2017）03－0013－04

2016-10-28；

2016-12-24

曹惠玲（1962—），女，河北唐山人，教授，工學(xué)博士，研究方向為航空發(fā)動機(jī)性能分析與故障診斷.