航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片高周疲勞裂紋故障分析與思考

陳 博，朱劍寒，魯輝軍

(1.中國人民解放軍空軍裝備部，北京，100843；2.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高周疲勞問題是航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)和難點(diǎn)問題，受到研究人員的廣泛關(guān)注和重視。據(jù)統(tǒng)計(jì)，美國在1982～1996 年間發(fā)動(dòng)機(jī)引起的A類事故中高周疲勞故障占56%。1994年朝鮮半島局勢(shì)緊張之時(shí)，美國空軍主力戰(zhàn)機(jī)F-15 和F-16 因高周疲勞故障被限制使用和停飛，以至于美國在1994 年啟動(dòng)國家渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)高周疲勞科學(xué)與技術(shù)計(jì)劃(HCF計(jì)劃)[1]，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片高周疲勞問題進(jìn)行系統(tǒng)的深入研究[2]。我國的航空發(fā)動(dòng)機(jī)自主研制起步晚，相對(duì)航空發(fā)達(dá)國家研制基礎(chǔ)薄弱，對(duì)高周疲勞問題的認(rèn)識(shí)更為有限。

本文以國內(nèi)某小型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中發(fā)生的渦輪整體葉盤葉片高周疲勞裂紋故障為對(duì)象開展研究，總結(jié)經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，希望能夠?qū)鴥?nèi)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制起到一定的參考借鑒作用。

2 故障概述

該小型航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪采用整體葉盤結(jié)構(gòu)，如圖1 所示。在可靠性累積試車過程中檢查發(fā)現(xiàn)，渦輪葉片存在目視可見裂紋，總?cè)紮C(jī)時(shí)間在400 h 以上。分解后熒光檢查發(fā)現(xiàn)，47片葉片中有36片在排氣邊葉根附近存在橫向裂紋，其中9片有2條裂紋；29 個(gè)葉片裂紋部位在葉片排氣邊距葉根1～3 mm處，少數(shù)裂紋距葉根大于3 mm；裂紋最長(zhǎng)約10 mm，其他裂紋橫向長(zhǎng)度均小于5 mm。本次故障的主要特點(diǎn)是裂紋數(shù)量多、位置分散、起裂快、擴(kuò)展慢，其典型裂紋特征如圖2所示，在國內(nèi)屬首次出現(xiàn)。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪整體葉盤Fig.1 Turbine blisk of a certain type of engine

圖2 故障葉片典型裂紋特征圖片F(xiàn)ig.2 Picture of typical crack characteristics of fault blade

3 故障分析

對(duì)裂紋開展斷口分析，可見明顯的疲勞弧線和細(xì)密的疲勞條帶(圖3)。各裂紋的位置、形貌和斷口特征基本保持一致，屬于同模早期故障，為起裂應(yīng)力較高的高周疲勞裂紋。

圖3 斷口分析Fig.3 The fracture analysis

以高周疲勞裂紋為頂事件建立故障樹(圖4)。通過設(shè)計(jì)復(fù)查首先排除穩(wěn)態(tài)應(yīng)力過大的底事件，同時(shí)考慮到尚未攻克高溫、高轉(zhuǎn)速、小尺寸葉片動(dòng)應(yīng)力測(cè)量關(guān)鍵技術(shù)，排故初期主要針對(duì)結(jié)構(gòu)抗力不足開展工作。主要措施為：改進(jìn)鑄造工藝，解決晶粒粗大不均勻和盤體取樣性能明顯低于隨爐試棒問題，改進(jìn)前后晶粒對(duì)比見圖5；在設(shè)計(jì)上采取增大葉片根部倒圓、增加葉片尾緣厚度、去除后輪緣篦齒等結(jié)構(gòu)優(yōu)化措施。經(jīng)整機(jī)試驗(yàn)驗(yàn)證，上述措施提高了葉片的高周疲勞抗力，消除了葉身中部裂紋，但葉片尾緣根部裂紋依然存在，需進(jìn)一步開展根部裂紋故障機(jī)理研究和排查工作。

圖4 排故故障樹簡(jiǎn)圖Fig.4 Fault tree of troubleshooting

圖5 改進(jìn)前后晶粒對(duì)比Fig.5 Grain contrast before and after improvement

根據(jù)裂紋處于葉片根部的特征，結(jié)合葉片振動(dòng)特性分析結(jié)果，發(fā)現(xiàn)在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速93%附近存在渦輪導(dǎo)葉數(shù)激起的第3 階振動(dòng)，且最大振動(dòng)應(yīng)力區(qū)域與葉片根部裂紋起始部位相吻合。相對(duì)振動(dòng)應(yīng)力分布和共振特性分別見圖6、圖7。

圖6 渦輪葉片第3階相對(duì)振動(dòng)應(yīng)力分布Fig.6 The third order relative vibration stress distribution of turbine blade

圖7 葉片共振轉(zhuǎn)速圖Fig.7 Blade resonance speed diagram

為明確該共振點(diǎn)是否為危險(xiǎn)振動(dòng)，必須開展整機(jī)試車環(huán)境下的渦輪葉片動(dòng)應(yīng)力測(cè)量進(jìn)行驗(yàn)證。為此，集中力量攻關(guān)，先后突破了高溫應(yīng)變片貼片及引線、高溫環(huán)境測(cè)試系統(tǒng)冷卻、渦輪端轉(zhuǎn)靜子測(cè)試改裝、動(dòng)應(yīng)變數(shù)據(jù)分析及評(píng)估等關(guān)鍵技術(shù)，逐步掌握了高溫、高轉(zhuǎn)速、小尺寸渦輪整體葉盤葉片振動(dòng)應(yīng)力測(cè)試及評(píng)估技術(shù)，填補(bǔ)了國內(nèi)相關(guān)技術(shù)空白；完成了國內(nèi)首次具有該特征的渦輪葉片動(dòng)應(yīng)力遙測(cè)和引電器測(cè)試，獲取了大量有效數(shù)據(jù)。測(cè)試及分析結(jié)果基本證明，葉片根部裂紋為渦輪導(dǎo)葉尾流激起的葉片第3階振動(dòng)應(yīng)力超出材料許用應(yīng)力所致。

4 排故措施及驗(yàn)證

采取調(diào)整渦輪導(dǎo)葉數(shù)以避開共振點(diǎn)的針對(duì)性改進(jìn)措施。在保證渦輪性能基本不變的情況下，導(dǎo)葉數(shù)增加40%以上，調(diào)整前后渦輪葉片的共振特性如圖8 所示。整機(jī)環(huán)境動(dòng)應(yīng)力測(cè)量結(jié)果表明，改進(jìn)方案在工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)最大振動(dòng)應(yīng)力較原方案降低70%以上，Goodman分析見圖9。為進(jìn)一步驗(yàn)證改進(jìn)措施的有效性，開展了整機(jī)高周疲勞考核試驗(yàn)，在各共振轉(zhuǎn)速附近累積循環(huán)數(shù)107以上，試驗(yàn)后分解檢查未見異常，改進(jìn)措施有效。

圖8 導(dǎo)葉調(diào)整前后渦輪葉片的共振轉(zhuǎn)速圖Fig.8 Blade resonance speed diagram before and after adjustment

圖9 方案改進(jìn)前后的Goodman分析Fig.9 Goodman analysis before and after program optimization

5 認(rèn)識(shí)與思考

通過此次排故，在設(shè)計(jì)、測(cè)試、驗(yàn)證、流程等方面有一些認(rèn)識(shí)與思考，希望能夠?qū)鴥?nèi)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制起到一定的參考借鑒作用。

5.1 葉片振動(dòng)設(shè)計(jì)需重點(diǎn)關(guān)注的幾個(gè)問題

(1)相比于榫連接結(jié)構(gòu)葉片，整體葉盤結(jié)構(gòu)葉片的連接與接觸摩擦面減少，導(dǎo)致其阻尼減振能力大幅降低，更容易產(chǎn)生危險(xiǎn)共振；

(2)對(duì)于重要階次激起的重要模態(tài)振動(dòng)，如一階彎曲振動(dòng)、前排導(dǎo)向器數(shù)激起的低階次共振，在設(shè)計(jì)之初必須將其調(diào)出工作轉(zhuǎn)速之外；

(3)除結(jié)構(gòu)因素激起的共振外，還應(yīng)考慮非結(jié)構(gòu)因素(如燃燒室或?qū)蚱鞒隹诹鲌?chǎng)不均勻)導(dǎo)致的激勵(lì)源；

(4)需加強(qiáng)葉片被動(dòng)阻尼技術(shù)研究。

美國的HCF計(jì)劃中，被動(dòng)阻尼是其重要研究?jī)?nèi)容之一。目前，已經(jīng)開展的被動(dòng)阻尼技術(shù)有摩擦阻尼器、粘彈性材料阻尼、涂層阻尼和氣膜阻尼等，從國外的研究資料看，被動(dòng)阻尼技術(shù)能有效降低葉片振動(dòng)應(yīng)力60%～90%。

5.2 動(dòng)應(yīng)力測(cè)試技術(shù)的攻關(guān)和應(yīng)用

隨著對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求的提高，葉型設(shè)計(jì)更加薄、扭，導(dǎo)致葉片振動(dòng)頻率相對(duì)較低。在發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境下，無法完全避開各共振點(diǎn)，葉片高周疲勞問題成為需特別關(guān)注的核心要素之一。在仿真技術(shù)無法準(zhǔn)確評(píng)估振動(dòng)應(yīng)力的情況下，動(dòng)應(yīng)力測(cè)試是獲取葉片動(dòng)應(yīng)力水平和避免振動(dòng)危害的必要手段。動(dòng)應(yīng)力測(cè)試在歐美航空發(fā)達(dá)國家受到高度重視[3-4]，是航空發(fā)動(dòng)機(jī)研制必做項(xiàng)目，值得借鑒。此次故障隱患沒有被及早發(fā)現(xiàn)，很重要的原因是前期缺乏振動(dòng)應(yīng)力測(cè)量手段，只能在當(dāng)時(shí)的設(shè)計(jì)方法、設(shè)計(jì)準(zhǔn)則條件下，通過理論分析初步認(rèn)為振動(dòng)危害性不大，結(jié)果一直到整機(jī)考核試驗(yàn)才發(fā)現(xiàn)設(shè)計(jì)缺陷，值得吸取教訓(xùn)。

5.3 葉片高周疲勞排故工作流程

通過此次排故，形成了葉片高周疲勞排故流程：①發(fā)現(xiàn)問題后通過斷口分析、動(dòng)應(yīng)力測(cè)試、設(shè)計(jì)復(fù)查等措施完成故障樹排查，明確故障機(jī)理；②結(jié)合故障原因制定針對(duì)性的排故方案，并完成強(qiáng)度、性能等評(píng)估；③通過動(dòng)應(yīng)力測(cè)量驗(yàn)證改進(jìn)方案的有效性；④開展整機(jī)高周疲勞試驗(yàn)，完成排故方案考核。

其中，開展整機(jī)高周疲勞臺(tái)階驗(yàn)證試驗(yàn)是驗(yàn)證排故措施有效性的重要途徑。國外發(fā)動(dòng)機(jī)研制過程中特別強(qiáng)調(diào)整機(jī)高周疲勞臺(tái)階試驗(yàn)，即在加速任務(wù)試車開始前和在加速任務(wù)試車結(jié)束后進(jìn)行向上和向下的高周疲勞臺(tái)階試驗(yàn)，且在高于慢車轉(zhuǎn)速的每個(gè)共振轉(zhuǎn)速下的駐留時(shí)間至少達(dá)到1×107循環(huán)(視材料特性而定)[5-10]。我國也做了相近規(guī)定[11]，并要求如果在慢車轉(zhuǎn)速與最高轉(zhuǎn)速之間任何狀態(tài)下存在著很大的振動(dòng)峰值時(shí)，可以通過改變所規(guī)定的遞增數(shù)，增加振動(dòng)峰值點(diǎn)的運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)間總數(shù)。該發(fā)動(dòng)機(jī)在貫徹上述流程排故后，又歷經(jīng)初始飛行前和設(shè)計(jì)定型考核試驗(yàn)，均未再現(xiàn)該故障。