渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)空氣導(dǎo)管開裂故障研究

譚海兵，李 姝，鐘 燕，何愛杰，朱昌洪，吳長波

(1.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500；2.中國航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院，北京 101304)

1 引言

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)空氣導(dǎo)管的主要作用，是將雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)零級(jí)內(nèi)環(huán)后的空氣導(dǎo)向渦輪部位，與壓氣機(jī)盤心的空氣流匯合后對高壓渦輪盤和低壓渦輪盤進(jìn)行冷卻[1]?？諝鈱?dǎo)管屬于薄壁類零件，易出現(xiàn)失效故障，且主要的失效原因有大應(yīng)力過載導(dǎo)致的開裂、材料冶金缺陷導(dǎo)致的失效[2-3]以及加工刀痕引起應(yīng)力集中造成的疲勞開裂失效[4-9]。

某渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)空氣導(dǎo)管筒體周向均布10 條寬4.5 mm、高2.5 mm 的加強(qiáng)筋，該筒體采用TA15 鈦合金管材加工而成。TA15鈦合金具有良好的綜合力學(xué)性能和工藝性能，主要用于飛機(jī)和航空發(fā)動(dòng)機(jī)的承力零件[10]。但大部分鈦合金材料具有缺口敏感性，缺口和加工刀痕會(huì)嚴(yán)重影響鈦合金的沖擊性能和疲勞強(qiáng)度[11-14]。但針對TA15 鈦合金，尚未見有關(guān)缺口或加工刀痕對其疲勞性能影響的文獻(xiàn)報(bào)告。

本文以該渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)TA15 鈦合金空氣導(dǎo)管開裂的斷口為研究對象，重點(diǎn)分析了斷口的宏觀和微觀形貌特征，并利用Pairs 公式分析了斷口疲勞擴(kuò)展區(qū)的應(yīng)力，采用帶加工刀痕試樣進(jìn)行了疲勞試驗(yàn)，查明了故障原因。

2 空氣導(dǎo)管裂紋宏觀形貌及斷口分析

該渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在開展150 h 持久試車過程中出現(xiàn)異?，F(xiàn)象，停車分解后發(fā)現(xiàn)空氣導(dǎo)管筒壁加強(qiáng)筋與筒體倒圓附近存在一處U 型貫穿裂紋，且斷裂部位存在向外翹曲變形。圖1 給出了空氣導(dǎo)管上裂紋的宏觀位置，其外觀形貌如圖2 所示。其中，1#裂紋位于加強(qiáng)筋與筒體的倒圓區(qū)域，長度約87.0 mm，其方向沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向；2#和3#裂紋位于筒體上，且分別與1#裂紋的兩端相連，長度分別約為8.0 mm 和12.0 mm，均為貫穿裂紋。

圖1 空氣導(dǎo)管結(jié)構(gòu)及裂紋位置宏觀示意圖Fig.1 Crack location on the air duct

圖2 空氣導(dǎo)管上的U 型裂紋Fig.2 Crack morphology on the air duct

2.1 宏觀形貌檢查

1#裂紋存在3 個(gè)高約1.0 mm 的大臺(tái)階，分析認(rèn)為是不同裂紋源在擴(kuò)展過程中相遇形成的。斷口兩側(cè)區(qū)域主要呈金屬本色，中間區(qū)域的氧化顏色較深，推斷該處是裂紋最早萌生的區(qū)域，其長度約26.4 mm。外壁面目視可見明顯的等間距銑削接刀棱線，且接刀棱線下端存在加工刀痕。2#和3#裂紋所在內(nèi)壁面，目視可見細(xì)密的周向車削加工刀痕，加工刀痕與裂紋方向一致，且裂紋均位于加工刀痕處；進(jìn)一步放大觀察可見明顯的周向微裂紋。

2.2 裂紋斷口分析

對裂紋斷口進(jìn)行宏觀觀察和微觀分析發(fā)現(xiàn)，1#裂紋存在3 處較長的線源，且均具有如圖3 所示的疲勞弧線和從外壁面發(fā)出的放射棱線特征；裂紋起源于距離空氣導(dǎo)管外壁面約10 μm 深的加工刀痕處，源區(qū)未見夾雜等冶金缺陷；裂紋擴(kuò)展區(qū)域可見明顯的疲勞條帶及二次裂紋特征(圖4)，判斷該裂紋為疲勞開裂[15]，斷口瞬斷區(qū)為典型的韌窩特征。2#裂紋存在兩處線源，分別起源于空氣導(dǎo)管內(nèi)壁面和外壁面，根據(jù)擴(kuò)展區(qū)域面積判斷外壁面起源于加工刀痕的疲勞源區(qū)為主源區(qū)，各源區(qū)未見冶金缺陷；裂紋擴(kuò)展區(qū)域可見明顯的疲勞條帶特征，判斷該裂紋為疲勞開裂[15]。3#裂紋起源于空氣導(dǎo)管內(nèi)壁面的加工刀痕處，源區(qū)呈線源特征，且存在放射棱線，裂紋源區(qū)未見冶金缺陷；裂紋擴(kuò)展區(qū)域可見疲勞條帶及二次裂紋特征，判斷該裂紋為疲勞開裂[15]。據(jù)此判斷，3條裂紋均起源于加工刀痕處，呈多源、線源特征，源區(qū)具有放射棱線特征，疲勞區(qū)面積約占整個(gè)斷口面積的50%～80%，局部區(qū)域可見二次裂紋，具有典型的高周疲勞破壞特點(diǎn)。

圖3 1#裂紋疲勞弧線特征Fig.3 Fatigue line features of the 1#crack

圖4 1#裂紋疲勞條帶特征Fig.4 Fatigue striation features of the 1#crack

2.3 零件原材料分析

對故障件管材的化學(xué)成分、力學(xué)性能、金相組織和超聲波檢驗(yàn)等項(xiàng)目進(jìn)行復(fù)查，均符合設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)要求。其中，室溫抗拉強(qiáng)度實(shí)測值為961.0 MPa，滿足標(biāo)準(zhǔn)指標(biāo)要求的900.0～1 130.0 MPa。在1#裂紋的斷口附近取樣進(jìn)行金相組織檢查，腐蝕前觀察，未見異常；腐蝕后檢查，金相組織由等軸初生α+β轉(zhuǎn)變組織組成，如圖5 所示，符合TA15 鈦合金退火態(tài)的組織特點(diǎn)[16]，滿足設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)要求。綜合以上分析認(rèn)為，空氣導(dǎo)管裂紋萌生與材料冶金質(zhì)量無關(guān)。

2.4 裂紋初步原因分析

圖5 1#裂紋附近金相組織形貌Fig.5 Microstructure near the 1#crack

本故障件的3 條裂紋均為多線源的疲勞開裂，經(jīng)分析認(rèn)為，空氣導(dǎo)管表面上存在的軸向均勻的接刀棱線和細(xì)小加工刀痕引起局部應(yīng)力集中，同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)試車過程中不同試驗(yàn)狀態(tài)變化引起的振動(dòng)和空氣導(dǎo)管內(nèi)、外腔氣體流量不同形成的壓差周期性變化等因素的綜合作用導(dǎo)致局部應(yīng)力過大，促使1#裂紋疲勞線源的形成，并導(dǎo)致裂紋擴(kuò)展，且不同疲勞源區(qū)擴(kuò)展導(dǎo)致裂紋具有多個(gè)臺(tái)階面。1#裂紋擴(kuò)展開裂引起空氣導(dǎo)管局部應(yīng)力分布狀態(tài)改變，加上周向車削加工刀痕和微裂紋引起的應(yīng)力集中，使得2#和3#裂紋的疲勞線源萌生，最終形成周向開裂，并與1#裂紋連接形成U 型斷口。因此，初步分析認(rèn)為，加工刀痕是導(dǎo)致空氣導(dǎo)管開裂的原因。

3 疲勞斷口的定量反推

研究[17-20]表明，一條疲勞條帶相當(dāng)于載荷或應(yīng)變的一次循環(huán)，在疲勞斷口測出的裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展階段的疲勞條帶間距近似等于斷口上該位置的裂紋擴(kuò)展速率。通過測量1#裂紋主疲勞區(qū)中的疲勞條帶特征，距離裂紋源(外壁面)0.141 32 mm 處的疲勞條帶間距約為8.2×10-7m，因此疲勞裂紋擴(kuò)展速率近似為8.2×10-7m/次。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)空氣導(dǎo)管筒壁受力包括內(nèi)腔壓力、離心載荷和振動(dòng)應(yīng)力，由于發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)的工況復(fù)雜，故將其簡化為《應(yīng)力強(qiáng)度因子手冊》中殼體縱向裂紋，承受均勻壓力模型[21]。

根據(jù)Pairs 基本公式(式(1))，反推該構(gòu)件所受的疲勞應(yīng)力變幅Δσ的基本公式見式(2)[20]。

式中：da/dN為裂紋擴(kuò)展速率；c、n為與材料有關(guān)的常數(shù)，空氣導(dǎo)管材料為TA15 鈦合金，c=5.9×10-9，n=3.535[18]；a為沿裂紋擴(kuò)展方向的長度；S為疲勞條帶間距；Y為與裂紋有關(guān)的構(gòu)件形狀因子。

根據(jù)殼體縱向裂紋，承受均勻壓力模型，獲得距離疲勞起源0.141 32 mm 處的Y值約為0.089 7。將c、n、a、S和Y代入式(2)，計(jì)算得出Δσ為811.3 MPa。將空氣導(dǎo)管筒壁軸向裂紋開裂簡化為內(nèi)腔受均勻壓力模型，其應(yīng)力比R=0，σmax=Δσ，即裂紋萌生應(yīng)力約為811.3 MPa，低于管材自身的抗拉強(qiáng)度961.0 MPa，但遠(yuǎn)高于材料數(shù)據(jù)手冊中TA15 鈦合金的107周次疲勞強(qiáng)度極限412.0 MPa[2]。

4 空氣導(dǎo)管疲勞強(qiáng)度試驗(yàn)方案及試驗(yàn)件設(shè)計(jì)

從空氣導(dǎo)管上截取包括加強(qiáng)筋和筒體的一部分作為疲勞試驗(yàn)件，如圖6 所示。參考HB 5277-84[22]中的升降法，測試試樣在室溫條件下疲勞壽命為107周次時(shí)的高周疲勞強(qiáng)度極限。利用有限元軟件，對圖6 所示的結(jié)構(gòu)取樣進(jìn)行一階彎曲振動(dòng)應(yīng)力分析，試樣的最大振動(dòng)應(yīng)力位于加強(qiáng)筋與筒體倒圓區(qū)域，如圖7 所示。

圖6 試樣結(jié)構(gòu)圖及尺寸Fig.6 Sample structure and dimension

圖7 試驗(yàn)件應(yīng)力分布圖Fig.7 Stress distribution diagram of the sample

5 試驗(yàn)及試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

5.1 試驗(yàn)過程

采用線切割方式從空氣導(dǎo)管故障件上切取具有加工刀痕的振動(dòng)疲勞試樣20 個(gè)，在3 t 電磁振動(dòng)臺(tái)試驗(yàn)系統(tǒng)上進(jìn)行高周振動(dòng)疲勞試驗(yàn)，見圖8。試驗(yàn)件剛性固定在電磁振動(dòng)臺(tái)上，激振方向垂直于夾持面。采用激光位移傳感器和應(yīng)變放大儀采集應(yīng)變和振幅電壓信號(hào)，利用OROS 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)處理獲得試樣應(yīng)變值和振幅值，再通過數(shù)據(jù)處理轉(zhuǎn)換為應(yīng)力值。試驗(yàn)前對20 個(gè)試樣(編號(hào)1#～20#)進(jìn)行表面熒光檢查，均未發(fā)現(xiàn)裂紋。選取1#試樣，參考有限元分析的振動(dòng)應(yīng)力分布，在最大應(yīng)力點(diǎn)粘貼應(yīng)變片作為試驗(yàn)應(yīng)變監(jiān)測點(diǎn)。在獲取最大振動(dòng)應(yīng)力點(diǎn)時(shí)，激振力加載到300.0 MPa 頻率出現(xiàn)下降，經(jīng)熒光檢查發(fā)現(xiàn)試樣存在裂紋。故取280.0 MPa 作為初始應(yīng)力，以15.0 MPa 作為升降梯度，按升降法具體要求測試疲勞壽命為107周次的疲勞極限。2#～20#試樣的有效試驗(yàn)原始數(shù)據(jù)如表1 所示。

圖8 試驗(yàn)件及電磁振動(dòng)臺(tái)Fig.8 The test article and electromagnetic vibration generator

5.2 數(shù)據(jù)分析

根據(jù)HB/Z112-86[23]，將表1 中各試樣的疲勞應(yīng)力繪制成如圖9 所示的升降圖。圖中，○表示試樣壽命達(dá)到107周次；×表示試樣壽命未達(dá)到107周次，破壞。以第一次出現(xiàn)反向結(jié)果的一對數(shù)據(jù)開始計(jì)算，即從第一點(diǎn)開始計(jì)算，共形成9 個(gè)配對對子。每個(gè)對子的應(yīng)力按兩個(gè)測點(diǎn)的平均值計(jì)算，根據(jù)圖中的配對對子可得對子應(yīng)力及對子數(shù)，如表2 所示。由公式(3)計(jì)算空氣導(dǎo)管上所取的高周振動(dòng)疲勞試樣中值疲勞強(qiáng)度為299.2 MPa，低于材料數(shù)據(jù)手冊中TA15 鈦合金107周次的疲勞強(qiáng)度極限412.0 MPa[2]，降低幅度達(dá)27.4%。

表1 空氣導(dǎo)管疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)Table 1 Fatigue test data of the air duct

圖9 升降圖Fig.9 Up and down chart

表2 對子應(yīng)力和對子數(shù)表Table 2 Paired stress and quantity

式中：σ*為中值疲勞強(qiáng)度，n*為對子數(shù)。

5.3 試驗(yàn)后試樣裂紋斷口觀察

對未達(dá)到107周次循環(huán)的8 個(gè)試樣進(jìn)行熒光探傷，其中5 個(gè)試樣裂紋位于空氣導(dǎo)管外壁，3 個(gè)試樣裂紋位于空氣導(dǎo)管內(nèi)壁，且裂紋均起源于加工刀痕處。選取振動(dòng)疲勞試驗(yàn)后熒光顯示存在裂紋的14#和19#試樣進(jìn)行裂紋斷口觀察，其斷口宏觀和微觀形貌相近，宏觀形貌均可見疲勞弧線特征，微觀形貌可見疲勞條帶特征，與2.2 節(jié)所述斷口形貌相近。圖10 顯示了19#試樣的斷口形貌。

圖10 19#試樣裂紋斷口宏觀與微觀形貌Fig.10 The macro and micro analysis of the 19#crack

6 結(jié)論

通過對發(fā)動(dòng)機(jī)空氣導(dǎo)管故障件的斷口分析及故障件上取樣的疲勞極限試驗(yàn)，獲得如下結(jié)論：

(1)空氣導(dǎo)管所采用的管材力學(xué)性能、高低倍組織和無損檢測均滿足技術(shù)要求，裂紋的萌生與材料的冶金質(zhì)量無關(guān)；由于零件表面軸向均勻的接刀棱線和細(xì)小加工痕跡降低了構(gòu)件的疲勞強(qiáng)度極限，發(fā)動(dòng)機(jī)試車過程中不同試驗(yàn)狀態(tài)變化引起的振動(dòng)和空氣導(dǎo)管內(nèi)、外腔氣體流量不同形成的壓差周期性變化導(dǎo)致了裂紋萌生和擴(kuò)展，并最終疲勞開裂。

(2)利用Pairs 公式計(jì)算出斷口疲勞擴(kuò)展區(qū)獲得的應(yīng)力水平低于材料的抗拉強(qiáng)度。

(3)經(jīng)試驗(yàn)獲得空氣導(dǎo)管上切取帶加工刀痕高周疲勞試樣的107周次疲勞強(qiáng)度極限，低于材料數(shù)據(jù)手冊中TA15鈦合金的107周次疲勞強(qiáng)度極限，其下降幅度達(dá)27.4%，表明TA15鈦合金具有缺口敏感性。

(4)薄壁類鈦合金零件在加工時(shí)應(yīng)避免出現(xiàn)目視可見的加工刀痕，提高零件表面加工質(zhì)量，避免出現(xiàn)局部應(yīng)力集中。