航空發(fā)動機進口整流支板防冰槽裂紋故障分析

張 弛，王雅謀

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽110015）

0 引言

風(fēng)扇是航空發(fā)動機的重要組成部件，其主要作用是提升來流壓力和溫度[1-2]。風(fēng)扇的工作環(huán)境惡劣，發(fā)生故障會影響整臺發(fā)動機的安全性和可靠性[3-4]。進氣機匣位于風(fēng)扇最前端，是風(fēng)扇的主要承力機匣，進氣機匣的結(jié)構(gòu)可靠性關(guān)系著風(fēng)扇乃至發(fā)動機后方全體流道件的工作安全。進氣機匣的主體結(jié)構(gòu)由機匣、內(nèi)環(huán)及整流支板構(gòu)成。近年來，進氣機匣裂紋故障時有發(fā)生，如何準(zhǔn)確確定裂紋故障原因并提出合理的改進措施，是研究人員比較關(guān)注的問題。一些學(xué)者針對機匣的裂紋故障機理進行了深入研究。吳宏春等[5]針對機匣殼體環(huán)帶支撐臺基體裂紋故障，通過數(shù)值仿真和模態(tài)試驗、動應(yīng)力測試等手段開展了深入分析，確定了裂紋產(chǎn)生的原因，提出了增加加強筋和涂減振膠等解決措施。劉洋[6]針對某型進氣機匣基體裂紋故障，通過模態(tài)試驗、動應(yīng)力測試并結(jié)合古德曼圖等手段開展研究，確定了故障原因，提出了對棱邊拋修處理并增加加強筋等排故措施。

現(xiàn)有研究成果對整體焊接式進氣機匣支板的故障機理關(guān)注較少，本文針對1 種整體焊接式進氣機匣整流支板防冰槽裂紋故障，利用故障樹工具，采用故障件斷口分析和測試測量等手段，探究進氣機匣支板裂紋故障發(fā)生的機理，并制定相應(yīng)的解決措施。

1 故障概述

對多型發(fā)動機試車檢查時發(fā)現(xiàn)，其進口整流支板防冰槽有裂紋，故障發(fā)現(xiàn)時間最短約40 h。該故障分布具有1 個典型特征，即均發(fā)生在進氣機匣的薄整流支板上，且主要發(fā)生在靠近內(nèi)、外環(huán)的整流支板防冰槽邊緣。某型發(fā)動機的裂紋分布如圖1 所示。

防冰槽裂紋的典型宏觀形貌如圖2 所示。從圖中可見，裂紋從防冰槽的圓弧段與直線段轉(zhuǎn)接處起始，沿葉身方向前后擴展，當(dāng)防冰槽兩端裂紋擴展至支板進氣邊或形成交叉時即可能形成掉塊，掉塊會打傷風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片等流道件，影響發(fā)動機正常工作。

圖1 裂紋角向分布

圖2 防冰槽裂紋的典型宏觀形貌

2 故障原因分析

2.1 故障樹

圖3 整流支板防冰槽裂紋故障樹

為了全面查找故障原因，建立故障樹，共14 個底事件，如圖3 所示。開展設(shè)計分析及復(fù)查，綜合應(yīng)用顯微電鏡檢測、金相檢測、動應(yīng)力測試、模態(tài)測試、殘余應(yīng)力測試等，對故障件的失效模式、損傷特征、材料性能及受力情況進行檢驗和測量，為故障原因的確定提供證據(jù)[7-10]。

2.2 失效分析

典型斷口宏觀形貌如圖4 所示。根據(jù)疲勞條帶的方向可判斷疲勞源區(qū)為整流支板外表面與防冰槽的銳角夾角處。

圖4 斷口宏觀形貌

考慮到防冰槽為電火花加工成型，表面會在高溫放電作用下形成重熔層，因此對故障支板防冰槽進行重熔層檢查，測量部位及厚度尺寸，如圖5 所示。從圖中可見，防冰槽表面存在較厚且不均勻的電加工重熔層，在顯微電鏡下可見在重熔層表面存在長度不等的微裂紋。

圖5 故障支板防冰槽重熔層形貌

由斷口分析可知，故障件為典型的高周疲勞斷口形貌，裂紋均起始于槽孔尖角，在尖角的三角區(qū)域疲勞擴展后快速解理斷裂，在防冰槽表面存在較厚的不均勻重熔層及長度不等的微裂紋。

2.3 設(shè)計分析

故障部位結(jié)構(gòu)如圖6所示。整流支板均為空心結(jié)構(gòu)，防冰槽采用電火花工藝加工，與支板外表面呈45°，防冰槽加工完成后在邊緣形成尖邊，在槽表面殘留有電加工重熔層，初步判斷尖邊的應(yīng)力集中及電加工重熔層微裂紋對故障的發(fā)生有貢獻[12-13]。

圖6 防冰槽邊緣尖邊

選取故障較多的靠近內(nèi)、外環(huán)防冰槽的位置作為考核部位進行強度分析，由計算結(jié)果可知，薄支板裂紋故障位置的應(yīng)力均遠小于材料在200 ℃下的極限強度和屈服強度[14]。

設(shè)計分析結(jié)果表明，防冰槽尖邊的應(yīng)力集中及重熔層對故障的發(fā)生有貢獻，薄支板靜強度滿足設(shè)計要求。

2.4 測試與測量

考慮到進氣機匣為整體焊接結(jié)構(gòu)，支板在焊接過程中易彎曲，為了明確機匣尺寸變形情況，對機匣流道尺寸及支板直線度進行測量，測量結(jié)果如圖7 所示。從圖中可見，焊接后進氣機匣半徑有明顯收縮趨勢，整流支板也存在明顯的彎曲變形，通過應(yīng)力計算可知，支板彎曲在內(nèi)端防冰槽附近產(chǎn)生較大的內(nèi)應(yīng)力。

圖7 故障件尺寸測量結(jié)果

為進一步明確進氣機匣焊接殘余應(yīng)力分布情況，對進氣機匣進行殘余應(yīng)力測量。因受空間限制，無法使用殘余應(yīng)力測量設(shè)備直接測量，所以采用切割支板并測量變形量的方法計算殘余應(yīng)力值。在切割過程中機匣與內(nèi)環(huán)的尺寸變化如圖8 所示。由切割過程中支板切割間隙變化可知支板承受較大壓應(yīng)力，經(jīng)計算，最大殘余應(yīng)力值約為200 MPa。

圖8 進氣側(cè)機匣及內(nèi)環(huán)內(nèi)徑變化

另外，為了明確進氣機匣支板的振動應(yīng)力分布情況，對進氣機匣支板進行動應(yīng)力測量，測量結(jié)果顯示，在發(fā)動機整個工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，進氣機匣整流支板主要受到風(fēng)扇第1 級轉(zhuǎn)子葉片的前流激勵，最大振動應(yīng)力出現(xiàn)在支板進氣邊外環(huán)處。

基于上述測量結(jié)果進行支板防冰槽邊緣動強度儲備估算，根據(jù)計算結(jié)果可知支板故障位置的動強度儲備較小，不滿足設(shè)計要求，存在高循環(huán)疲勞壽命不足的問題[14]。

2.5 故障原因分析

結(jié)合上述工作完成故障樹底事件的排查，發(fā)現(xiàn)14 項底事件中未排除的有5 項，即焊接變形大，焊接殘余應(yīng)力大，氣流激振，邊緣存在尖邊，疲勞極限不夠，如圖9 所示。

由此確定進氣機匣整流支板防冰槽裂紋的故障原因為：進氣機匣焊接后收縮變形導(dǎo)致支板殘余內(nèi)應(yīng)力過大，并且薄支板防冰槽邊緣存在應(yīng)力集中，第1級轉(zhuǎn)子葉片在試車時激振作用下，在薄支板防冰槽邊緣應(yīng)力集中處萌生裂紋并擴展。

圖9 故障原因分析結(jié)果

3 結(jié)構(gòu)改進

3.1 防冰槽端部結(jié)構(gòu)對疲勞壽命的影響

考慮到幾乎所有裂紋均起源于防冰槽兩端圓弧與直線段轉(zhuǎn)接處，為了驗證不同的防冰槽端結(jié)構(gòu)對疲勞壽命的影響，設(shè)計3 組典型試驗件，分別為原結(jié)構(gòu)防冰槽、兩端開圓孔防冰槽、兩端開跑道形孔防冰槽，試驗件結(jié)構(gòu)如圖10 所示。試驗結(jié)果表明，11 個試驗件中僅有1 個兩端跑道形孔防冰槽試件通過考核，其余試件均被破壞。對原結(jié)構(gòu)防冰槽試驗件進行斷口分析后發(fā)現(xiàn)，裂紋性質(zhì)為疲勞裂紋，疲勞源區(qū)為支板下表面與防冰槽形成的尖邊處，與故障件裂紋源位置相同，可見改變防冰槽端結(jié)構(gòu)對提高構(gòu)件疲勞壽命的效果不明顯。

3.2 防冰槽尖邊結(jié)構(gòu)對疲勞壽命的影響

為了驗證防冰槽尖邊結(jié)構(gòu)對疲勞壽命的影響，對防冰槽試驗件手工倒圓去尖邊后（如圖11 所示），繼續(xù)開展振動疲勞試驗。結(jié)果有連續(xù)6 個試件通過了考核，可見去除防冰槽尖邊可顯著提高試件的疲勞壽命。但由于整流支板為空腔結(jié)構(gòu)且防冰槽寬度較小，對支板防冰槽腔側(cè)尖邊采用倒圓的工藝實現(xiàn)難度較大，且可檢性較差。

圖10 防冰槽結(jié)構(gòu)改進試驗件

圖11 防冰槽倒圓

3.3 防冰槽開槽角度對疲勞壽命的影響

為了改善槽邊倒圓的工藝性，并驗證開槽角度對疲勞壽命的影響，將防冰槽改為90°，同時將槽的尺寸從0.7 mm 增大到1.0 mm，其結(jié)構(gòu)如圖12 所示。繼續(xù)開展防冰槽試驗件的振動疲勞試驗，結(jié)果8 個試件中僅2 個通過考核。對90°防冰槽破壞試驗件進行斷口分析后發(fā)現(xiàn)，疲勞起源位置轉(zhuǎn)移，從棱邊處移至通氣孔棱角附近區(qū)域[15]，如圖13 中箭頭所示。

圖12 90°防冰槽結(jié)構(gòu)

圖13 角度改變后裂紋起源位置轉(zhuǎn)移

3.4 去除防冰槽表面重熔層的影響

隨即進行重熔層檢查，試驗件防冰槽表面重熔層較厚處約為20 μm。

手工打磨去除90°防冰槽試驗件防冰槽內(nèi)壁的重熔層并保留尖邊，繼續(xù)開展振動疲勞試驗，連續(xù)8個試件通過考核，可見拋光去除防冰槽表面重熔層可顯著提高結(jié)構(gòu)的疲勞強度。

3.5 結(jié)構(gòu)改進方案

根據(jù)上述分析可知，提高整流支板疲勞壽命的可行性方案有3 種：（1）整流支板防冰槽保留原結(jié)構(gòu)，尖邊倒圓并去除重熔層；（2）整流支板防冰槽修改結(jié)構(gòu)并去除重熔層，尖邊不倒圓；（3）取消防冰槽結(jié)構(gòu)，徹底避免應(yīng)力集中。

對3 種結(jié)構(gòu)改進方案開展氣動及防冰性能影響評估，結(jié)果表明防冰槽結(jié)構(gòu)改進對部件性能影響較小。

綜合考慮設(shè)計需求、進度風(fēng)險、經(jīng)濟性等方面的因素，依據(jù)上述分析結(jié)果，對某型發(fā)動機貫徹執(zhí)行相關(guān)結(jié)構(gòu)改進措施，并已通過整機長試考核，完成故障歸零。

4 結(jié)束語

通過對進氣機匣防冰槽試驗件進行試驗和分析，得出防冰槽裂紋故障的原因是機匣焊接后收縮變形導(dǎo)致支板殘余應(yīng)力過大，同時支板防冰槽邊緣存在應(yīng)力集中，在工作過程中，在轉(zhuǎn)子葉片激振作用下，防冰槽邊緣應(yīng)力集中處萌生裂紋并擴展。為避免此類故障的再次發(fā)生，提出了在結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中為了提高進氣機匣可靠性可采取下列相關(guān)措施：

（1）在設(shè)計初始階段，應(yīng)充分考慮發(fā)動機的使用環(huán)境、使用條件及載荷，在結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中重點保證部件要具有足夠的剛度和強度儲備，對于焊接件，尤其要關(guān)注焊接后殘余應(yīng)力的大小及分布情況。

（2）在整體結(jié)構(gòu)確定之后，局部細(xì)節(jié)也會影響構(gòu)件的可靠性。針對避免在應(yīng)力較高部位設(shè)計孔槽、對尖邊進行倒圓、電加工零件去除重熔層等問題，應(yīng)提出明確要求。

（3）在結(jié)構(gòu)設(shè)計時，如果采用新結(jié)構(gòu)和新工藝，需要提前安排專項試驗，以避免引入新的問題。