航空發(fā)動機自由渦輪葉片裂紋故障分析

馬利麗，何立強，任偉峰

（1.中國航空發(fā)動機集團，北京100097；2.中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南株洲412002）

0 引言

航空發(fā)動機渦輪葉片長期工作在高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速的惡劣環(huán)境下，在氣動、機械和熱的共同作用下，其結(jié)構(gòu)強度和振動等問題比較突出。隨著發(fā)動機性能的提高和空氣流量的加大，工作葉片變得薄而長，很容易出現(xiàn)振動問題，并導(dǎo)致葉片出現(xiàn)裂紋甚至斷裂[1-2]。

國內(nèi)外很多學(xué)者對葉片強度與振動問題進行了研究。金向明等[3]對整體離心葉輪葉片的振動可靠性進行分析；李春旺等[4]分別考慮離心力場、氣動力場、溫度場及熱力場等因素的影響，對某航空發(fā)動機渦輪葉片工作狀態(tài)下的振動模態(tài)進行分析，發(fā)現(xiàn)溫度場和離心力場是影響葉片固有頻率的主要因素，但對葉片的振型影響很小。田愛梅等[5]提出1種構(gòu)件振動可靠性設(shè)計方法；徐可君等[6]建立了葉片振動非概率可靠性評估體系、方法及模型，并將其應(yīng)用于航空發(fā)動機壓氣機、渦輪葉片的振動可靠性計算；陳立偉等[7]建立了平均應(yīng)力為定值和隨機變量時的結(jié)構(gòu)振動可靠性模型，給出了可靠度計算的相應(yīng)表達式及分析流程；歐陽德等[8]提出了1種發(fā)動機葉片振動可靠性評估方法，引入了概率故障樹概念；宋兆泓[9]給出了發(fā)動機葉片故障的理論研究、計算分析、實驗研究、故障結(jié)論、排故方法和使用效果等；江龍平等[10]將灰色理論與方法引入葉片的振動可靠性評估；孟越等[11]對葉片強迫響應(yīng)問題提出了應(yīng)用瞬態(tài)分析的方法。但在發(fā)動機實際工作中，振動問題遠比靜力問題復(fù)雜[12-13]，故障發(fā)生后其原因定位也更加困難。以往研究發(fā)動機葉片的振動模態(tài)時，關(guān)注較多的是葉片的形狀、結(jié)構(gòu)、裝配形式[14]及尾流激勵[15]等因素，對真實發(fā)動機試車中發(fā)生的裂紋故障分析定位方法研究較少。

本文針對某渦槳發(fā)動機自由渦輪葉片長時間工作發(fā)生的裂紋故障，采用故障樹分析法以自由渦輪葉片裂紋為頂事件，從設(shè)計、試制、試驗載荷等方面自上而下對故障原因底事件進行梳理，通過無損檢查與計量、葉片測頻、冶金分析、試驗驗證等方法排查故障原因，并建立3維模型模擬試驗工況開展強度和振動特性數(shù)值仿真分析，確定了自由渦輪裂紋發(fā)生的主要原因，提出了相應(yīng)的改進建議。

1 故障概述

在對某渦槳發(fā)動機進行首翻期壽命試車中發(fā)動機例行定檢時，發(fā)現(xiàn)在自由渦輪1片動葉上有1條疑似穿透性裂紋，在車臺對該葉片進行磁流、熒光確認(rèn)，通過熒光確認(rèn)在位于該葉片4/5葉高尾緣處有長約5～7 mm的裂紋，如圖1所示。經(jīng)孔探儀檢查其他部件未見異常，經(jīng)磁堵檢查未見異常金屬屑，滑油光譜分析正常。試車過程共有5個試車譜，各試車譜的完成情況見表1。截止到發(fā)現(xiàn)故障時，發(fā)動機累計工作超過800 h。

圖1 葉片裂紋照片

表1 各試車譜完成情況

2 檢查與分析結(jié)果

2.1 熒光檢查

將發(fā)動機分解檢查，并對27片自由渦輪葉片均進行熒光檢查和X光檢查。熒光檢查發(fā)現(xiàn)共有6片葉片（含臺架發(fā)現(xiàn)的）存在單條裂紋，存在裂紋的葉片在轉(zhuǎn)子上的分布如圖2所示。圖中紅色為出現(xiàn)裂紋的葉片，黑線為裂紋長度；6片裂紋葉片榫齒表面嚙合痕跡分布較均勻，未見異常接觸痕跡，葉尖及型面表面均未見碰摩及擊打痕跡。

圖2 裂紋葉片分布

從圖中可見，發(fā)生裂紋的葉片裝配位置呈離散分布，無明顯規(guī)律性。裂紋的位置與長度情況見表2。其中27號葉片的裂紋最長，為10 mm，其余5片葉片的裂紋長度均為4 mm左右。裂紋在葉片上的位置比較相似，距離葉尖約8～10 mm，約為20%葉高的位置（葉高約45 mm）。裂紋平直，基本與排氣邊垂直，形貌相似。

表2 裂紋位置與長度情況

2.2 斷口冶金分析

為進一步判斷葉片裂紋的性質(zhì)，對葉片進行斷口分析，如圖3所示。從冶金結(jié)果來看，檢測的2個葉片成分合格，滲層及基體顯微組織正常，裂紋性質(zhì)為疲勞開裂。疲勞裂紋起始于葉片排氣邊葉盆表面，源區(qū)寬約0.4 mm，區(qū)域可見4個明顯的疲勞臺階，由表面起始后穿過滲層延伸至基體，呈線性多源特征，源區(qū)未見冶金缺陷。裂紋擴展前期斷面均較平坦，中、后期高低起伏較大，疲勞裂紋擴展方向為由葉盆向葉背及進氣邊方向，局部位置的疲勞弧線擴展方向存在一定的差異性，疲勞弧線之間局部位置可見寬窄交替變化的疲勞條帶，由此判斷葉片在工作過程中除了承受正常的穩(wěn)態(tài)工作應(yīng)力外，應(yīng)當(dāng)還疊加有振動應(yīng)力。初步判斷自由渦輪葉片裂紋性質(zhì)為疲勞開裂。

圖3 葉片斷口區(qū)形貌

2.3 葉片測頻

試驗后對裝機葉片頻率進行復(fù)測，并與裝機測量結(jié)果進行對比，試驗前后葉片的頻率基本相同，最大變化量在3%以內(nèi)，符合該核心機自由渦輪轉(zhuǎn)子裝配要求。初步判斷試驗并未對葉片頻率帶來很大影響，裂紋發(fā)生的原因并不是頻率的改變造成的。

2.4 葉型對比復(fù)查

對6片存在裂紋的自由渦輪葉片和6片正常葉片的葉型全部進行3坐標(biāo)計量，每片葉片計量5個截面，計量結(jié)果均與理論葉型進行對比。根據(jù)計量結(jié)果可知，裂紋葉片的葉型與理論葉型之間的偏差范圍與正常葉片與理論葉型之間的偏差范圍基本相同，均處于0～+0.18 mm，表明試驗并未造成渦輪葉片的葉型變化。

3 計算分析與討論

為進一步明確渦輪葉片裂紋故障發(fā)生的原因和機理，對自由渦輪轉(zhuǎn)子葉片進行強度和振動特性計算，確定其在工作條件下的穩(wěn)態(tài)應(yīng)力分布情況及在工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)存在的可能發(fā)生共振的轉(zhuǎn)速。

3.1 物理模型與數(shù)值方法

按設(shè)計圖樣構(gòu)建自由渦輪葉片的3維模型，如圖4所示。采用MSC/PATRAN進行有限元前、后處理，采用MSC/NASTRAN進行振動特性計算。采用10節(jié)點四面體單元對葉片進行有限元網(wǎng)格劃分，共有164308個單元，242393個節(jié)點。

圖4 葉片3維模型及網(wǎng)格

高壓渦輪葉盤結(jié)構(gòu)承受著質(zhì)量離心力、熱載荷、葉片及前后盤腔氣動力、盤與軸裝配應(yīng)力及葉盤的振動應(yīng)力等，其中離心載荷和熱載荷占主要成分，因此，開展離心載荷/熱載荷耦合狀態(tài)下葉片結(jié)構(gòu)靜強度分析。根據(jù)葉片的安裝方式，確定葉片的約束條件為葉片榫齒接觸面的全部位移施加約束。

3.2 數(shù)值結(jié)果與分析

3.2.1 強度特性的計算結(jié)果

由于離心力對葉片的應(yīng)力影響最大，所以強度計算選取在最高工作轉(zhuǎn)速43522 r/min下進行。該發(fā)動機的渦輪葉片采用K418B高溫合金，材料的特性見表3。從表中可見，溫度對材料的特性影響較大，所以不能用恒定溫度場來模擬葉片的工作環(huán)境。因此將工作狀態(tài)下的溫度場數(shù)據(jù)施加于葉片表面，以模擬真實的工作環(huán)境。對于渦輪葉片的氣動載荷本文在計算中并未施加，主要是因為自由渦輪的進、排氣壓力較低，壓力面與吸力面的壓差較小，由氣動載荷產(chǎn)生的葉片彎應(yīng)力相對較小，對最終的計算結(jié)果影響不大，可忽略。

表3 K418B合金特性

自由渦輪轉(zhuǎn)子葉片強度計算結(jié)果如圖5所示。渦輪葉片在工作條件下的最大穩(wěn)態(tài)應(yīng)力位于葉片的葉根部位。從計算結(jié)果來看，葉盆根部中間區(qū)域的應(yīng)力值最大，為834 MPa，葉片的強度滿足要求，裂紋位置不存在應(yīng)力過大等問題。

圖5 計算工況下葉片當(dāng)量應(yīng)力分布

3.2.2 振動特性的計算結(jié)果

根據(jù)發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特點分析，自由渦輪導(dǎo)葉共有19片，自由渦輪導(dǎo)葉前面有3個固定支板，自由渦輪后面有6個固定支板。由此可確定激振數(shù)為3、6、19。渦輪葉片的工作溫度為750℃，工作轉(zhuǎn)速范圍為23760～43560 r/min。

葉片固有頻率和葉片共振轉(zhuǎn)速的計算結(jié)果分別見表4、5。有限元分析得到的自由渦輪葉片坎貝爾圖如圖6所示。從圖中可見，在發(fā)動機工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，K=3、6、19倍激勵線與自由渦輪葉片固有的 4、5、6等階存在多個交點（即共振點），共振階數(shù)多。結(jié)合發(fā)動機試車的試車譜中轉(zhuǎn)速停留點，認(rèn)為在32558 r/min時自由渦輪葉片第5階的固有頻率與導(dǎo)向器的激勵頻率19可能形成共振。

表4 葉片固有頻率計算結(jié)果 Hz

表5 葉片共振轉(zhuǎn)速計算結(jié)果

圖6 計算得到自由渦輪葉片坎貝爾圖

自由渦輪葉片第5階振型和自由渦輪葉片第5階當(dāng)量振動應(yīng)力分別如圖7、8所示。從圖中可見，在葉片尾緣距離葉頂20%～30%位置的變形最大，振動應(yīng)力也最大。振動應(yīng)力最大位置與葉片裂紋位置基本相符，也間接證實了在32558 r/min時自由渦輪葉片第5階的固有頻率與導(dǎo)向器的激勵頻率19形成共振的判斷。

通過以上有限元分析可知，葉片產(chǎn)生裂紋的主要原因是：葉片第5階固有頻率與導(dǎo)向器葉片激勵頻率發(fā)生共振，振動模態(tài)為高階彎曲振型，造成葉身高階彎曲疲勞裂紋。

圖7 葉片第5階振型

圖8 葉片第5階當(dāng)量振動應(yīng)力

4 改進措施

根據(jù)分析結(jié)果，結(jié)合外場使用實際情況對試車譜進行適當(dāng)調(diào)整。產(chǎn)生裂紋的主要原因是試驗中的自由渦輪工作轉(zhuǎn)速范圍與外場使用存在差距，超出了設(shè)計所規(guī)定的安全范圍，所以重點調(diào)整螺旋槳的工作轉(zhuǎn)速范圍，使其基本處于規(guī)定的安全工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，更加接近外場使用情況。后經(jīng)1000 h試車驗證，均未再發(fā)生相同故障。

5 結(jié)論

對某發(fā)動機自由渦輪裂紋故障進行了檢測分析及有限元數(shù)值模擬研究，找到導(dǎo)致葉片裂紋故障的主要原因，結(jié)論如下：

（1）由金相剖切檢查及能譜分析結(jié)果可知，葉片基體及滲層的成分基本正常，顯微組織正常，無過熱過燒現(xiàn)象。

（2）由斷口分析可知，葉片裂紋性質(zhì)均為疲勞開裂，疲勞裂紋均起始于葉片排氣邊葉盆的表面，呈線性多源特征，6片葉片裂紋屬同一性質(zhì)。結(jié)合有限元分析得到的葉片疲勞裂紋分布位置及渦輪葉片典型的振型圖判斷，葉片的振動模態(tài)屬于高階彎曲振型。

（3）疲勞裂紋產(chǎn)生的原因主要是試車載荷譜的停留轉(zhuǎn)速制定不合理，在試車時自由渦輪轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速超出使用范圍，部分轉(zhuǎn)速停留在高階共振點，氣體經(jīng)過激振源產(chǎn)生的激勵頻率與葉片的固有頻率接近而形成共振，從而造成葉身高階彎曲疲勞裂紋。

該裂紋故障原因分析與排查方法具有一定的工程應(yīng)用參考價值，可為渦輪、壓氣機等旋轉(zhuǎn)部件的故障分析提供借鑒。

6 建議

為避免類似故障重復(fù)發(fā)生，提出以下改進建議：

（1）對借用或沿用的轉(zhuǎn)子件應(yīng)掌握其工作使用條件、強度和振動特性及其安全使用裕度，給出相應(yīng)的限制使用條件；

（2）發(fā)動機試車譜的編制除了應(yīng)準(zhǔn)確體現(xiàn)實際使用載荷、環(huán)境條件等之外，還應(yīng)充分考慮發(fā)動機關(guān)鍵件、轉(zhuǎn)子件等的強度和振動裕度等因素，適當(dāng)規(guī)避敏感轉(zhuǎn)速點；

（3）發(fā)動機重大試驗譜的編制和試驗過程應(yīng)加強設(shè)計與試驗、不同專業(yè)等關(guān)鍵點確認(rèn)和充分交流，防患于未然，減少研制風(fēng)險。