航空發(fā)動機整體葉環(huán)葉片裂紋分析

趙世煒，孟令琪，卜嘉利，邱 豐，劉博志

（中國航發(fā)沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

隨著航空發(fā)動機性能的不斷提升，高推重比成為先進航空發(fā)動機性能的重要指標，因此，發(fā)展先進高結(jié)構(gòu)效率和高性能材料的輕量化整體結(jié)構(gòu)成為目前主要的發(fā)展趨勢[1-2]。采用連續(xù)纖維增強鈦基復(fù)合材料的整體葉環(huán)結(jié)構(gòu)在減重方面優(yōu)點顯著，還可承受環(huán)向載荷，是先進航空發(fā)動機材料的發(fā)展方向[3-4]。目前，整體葉環(huán)大多是采用連續(xù)單根碳化硅長纖維增強鈦基復(fù)合材料制造而成[5]，具有高強度、高使用溫度及良好的疲勞、蠕變性能等優(yōu)點。其制造工藝一般先將普通鈦合金鍛造成毛坯，然后加工成葉片，同時在葉環(huán)內(nèi)側(cè)加工出環(huán)槽，裝入復(fù)合材料，并在插件上覆蓋以普通鈦合金，再進行熱等靜壓處理，最后使之復(fù)合成為一體[6-7]。

本研究主要針對鍛造熱處理（Forging Heat Treatment，F(xiàn)HT）+熱等靜壓態(tài)（Heat Isostatic Pressing，HIP）和FHT 2種不同制造工藝的整體葉環(huán)葉片開展振動疲勞壽命考核試驗。其中，F(xiàn)HT+HIP工藝狀態(tài)的整體葉環(huán)葉片為葉片I，F(xiàn)HT工藝狀態(tài)的整體葉環(huán)葉片為葉片II。試驗葉片基體材料為TC17鈦合金，循環(huán)次數(shù)的試驗?zāi)繕藶?×107，試驗件相關(guān)信息見表1。葉片I在循環(huán)至1.8×107次時，葉片葉尖附近出現(xiàn)裂紋，試驗終止；葉片II通過試驗考核。本研究通過宏觀檢查、斷口宏微觀分析、材質(zhì)分析、力學(xué)性能試驗以及有限元應(yīng)力模擬等手段，對葉片I的裂紋性質(zhì)和萌生原因進行分析，以確定葉片的失效原因及失效模式。

1 試驗過程與結(jié)果

1.1 宏觀檢查

葉片I裂紋熒光檢測結(jié)果如圖1所示。在葉片葉尖端面附近存在裂紋熒光顯示，裂紋已貫穿葉身厚度方向，裂紋距葉片進氣邊約33 mm。

1.2 斷口分析

將葉片的裂紋打開，斷口宏觀形貌見圖2。斷口呈灰白色，與人為打開區(qū)域顏色明顯不同；斷口整體起伏較小，可見明顯的放射棱線和疲勞弧線特征，表明裂紋斷口性質(zhì)為疲勞開裂。

采用場發(fā)射掃描電鏡對葉片裂紋斷口進行微觀觀察，可見放射棱線和疲勞弧線收斂于葉片葉背側(cè)表面，表明疲勞從此處起始，呈單源特征，源區(qū)位置見圖2中紅線區(qū)域。進一步放大觀察，疲勞源區(qū)磨損較重，未見明顯冶金缺陷（圖3a黑線區(qū)域）。對該區(qū)域進行能譜分析，結(jié)果表明，該區(qū)域O含量明顯高于基體，其他元素未見明顯異常。擴展區(qū)可見清晰的疲勞條帶及二次裂紋，進一步確定斷口性質(zhì)為疲勞（圖3b）。源區(qū)側(cè)表面可見葉片機械加工痕跡（圖4），其與裂紋存在一定夾角，表明對裂紋萌生的促進作用不大。

圖3 裂紋斷口微觀形貌Fig.3 Micromorphology image of thecrack fracture

圖4 裂紋斷口疲勞源區(qū)側(cè)表面微觀形貌Fig.4 Micromorphology image of the fatigue source side surface of the crack fracture

疲勞源區(qū)在葉片葉背側(cè)宏觀位置如圖5所示，源區(qū)位于距葉尖端面約15 mm、距進氣邊約20 mm處，并向葉尖和進氣邊兩側(cè)擴展。

圖5 葉片葉背側(cè)裂紋源位置Fig.5 Macroscopic imageof the blade back side

1.3 材質(zhì)分析

對開裂的葉片I的基體進行成分分析，其主要合金元素的含量與TC17鈦合金成分基本一致[8]。

分別對葉片I、II的基體取樣，磨拋金相，用2%HF+3%HNO3+95%H2O（體積分數(shù)）的腐蝕劑浸蝕后，采用金相顯微鏡進行組織分析。金相組織如圖6所示。葉片II的組織為β區(qū)鍛造和熱處理后形成的網(wǎng)籃組織，晶粒尺寸約2～3級，原始β晶界在熱變形過程中已破碎不連續(xù)，未見明顯異常。葉片I組織同樣為網(wǎng)籃組織，但晶粒粗大，晶粒尺寸低于0 0級，尺寸明顯大于葉片II，且存在平直晶界連續(xù)α膜。

圖6 葉片組織形貌Fig.6 Micromorphology image of the microstructure

1.4 力學(xué)性能測試

分別在葉片I、II基體上取樣進行力學(xué)性能試樣。每片葉片取4個試樣，試樣尺寸示意圖見圖7。室溫拉伸試驗采用電子拉伸試驗機，按照HB 5143—1996進行，橫梁位移為1 mm/min，每個狀態(tài)采用2個試樣，試驗結(jié)果見表2。室溫高周疲勞試驗采用高周疲勞試驗機，按照HB 5287—1996進行，每個狀態(tài)采用2個試樣，試驗結(jié)果見表3。

表3 室溫疲勞試驗結(jié)果Table 3 Fatiguetest resultsat room temperature

圖7 力學(xué)測試試樣示意圖Fig.7 Schematic diagram of mechanical test specimen

表2 室溫拉伸試驗結(jié)果Table 2 Tensile test resultsat room temperature

葉片I試樣室溫屈服強度與抗拉強度均略低于葉片II試樣，延伸率基本一致，但斷面收縮率有明顯差異，葉片I試樣無明顯頸縮。室溫疲勞性能試驗表明，葉片I試樣疲勞性能明顯低于葉片II試樣。在標準試棒條件下，F(xiàn)HT態(tài)葉片試樣室溫疲勞性能試驗循環(huán)次數(shù)可以達到3×107的考核要求，而FHT+ HIP工藝狀態(tài)的葉片試樣未達到考核循環(huán)數(shù)，與本試驗中的葉片振動疲勞壽命考核試驗結(jié)果相一致。

1.5 應(yīng)力分析

葉片I的裂紋斷口疲勞起源于葉片葉背側(cè)表面，與葉片葉尖端面和側(cè)邊均有一定距離，為分析疲勞起源和應(yīng)力分布之間的關(guān)系，在ANSYS有限元模擬軟件中，對葉片開展表面應(yīng)力分析。

在葉片有限元模型中網(wǎng)格劃分單元類型采用C3D10單元，共劃分12 035個單元和48 216個節(jié)點。采用一階彎曲振動模態(tài)進行有限元模擬分析，參考點為進氣邊葉尖，榫頭部位的邊界條件選擇根部固支，應(yīng)力分布結(jié)果見圖8。由此可見，葉片有3處高應(yīng)力水平點，最大應(yīng)力點在葉背側(cè)，較高應(yīng)力點在葉盆側(cè)的葉尖端面和進氣邊附近，對應(yīng)的高應(yīng)力位置見表4。葉片I的疲勞起源于葉片葉背側(cè)表面，源區(qū)在葉片葉背側(cè)距葉尖端面約15 mm，距進氣邊約20 mm，與葉片最大應(yīng)力C區(qū)位置基本相符。

圖8 葉片一階彎曲振動應(yīng)力分布模擬圖Fig.8 Simulation of the bladestressdistribution

表4 高應(yīng)力位置Table4 Information of the high stresslocation

2 分析與討論

斷口宏微觀分析結(jié)果表明，葉片I的裂紋斷口平坦，呈單源特征、疲勞條帶及二次裂紋細密，基本符合高周疲勞特征[9-10]。該葉片工作循環(huán)次數(shù)為1.87×107，已超過目標循環(huán)次數(shù)的1/2，疲勞裂紋萌生后，源區(qū)不斷開合發(fā)生氧化磨損，裂紋一直保持疲勞穩(wěn)態(tài)擴展。

力學(xué)試樣性能結(jié)果表明，僅經(jīng)過FHT工藝的葉片在試棒級疲勞試驗循環(huán)數(shù)可以滿足3×107考核要求，經(jīng)過FHT+HIP工藝的葉片力學(xué)試樣疲勞試驗未達到考核循環(huán)次數(shù)，僅在3×106循環(huán)次數(shù)后就發(fā)生了斷裂，下降幅度達到一個數(shù)量級。FHT工藝狀態(tài)的葉片在經(jīng)過HIP工藝處理后，其強度基本保持穩(wěn)定，但塑性和疲勞性能明顯下降。

葉片II的制造工藝為FHT，該工藝處理后可以獲得網(wǎng)籃組織，網(wǎng)籃狀編織的針狀α相分布在原始β晶粒內(nèi)部，針狀的α相之間是時效熱處理后的β相，即在時效過程中析出的二次α相彌散分布在β基體上，顯著提高基體的強度[11-12]，特別是斷裂性能和蠕變性能，因此，葉片具有良好的疲勞性能。葉片I的制造工藝為FHT+HIP，鍛造后進行工藝為在920℃、保溫3 h的HIP處理，相當(dāng)于對葉片進行一次高溫固溶處理，晶粒明顯長大，亞穩(wěn)的β組織會析出次生α相，并且連續(xù)分布在β晶界處，從而導(dǎo)致裂紋易于沿晶界擴展[13-14]，對葉片的強度和塑性及抗疲勞性能均會產(chǎn)生不利影響。

有限元分析表明，葉片最大應(yīng)力點位于葉背側(cè)，較高應(yīng)力點位于葉盆側(cè)葉尖端面和進氣邊附近，通過高應(yīng)力點與葉片I裂紋疲勞源區(qū)位置的對比可以發(fā)現(xiàn)，源區(qū)位于葉片最大應(yīng)力區(qū)。疲勞往往起源于材料最薄弱的部位，如果葉片其他因素均符合條件，疲勞最可能出現(xiàn)的位置為最大應(yīng)力點C處，而葉片I在經(jīng)過HIP處理后，晶粒明顯長大，出現(xiàn)連續(xù)α晶界，葉片整體抗疲勞性能明顯下降，因此在最大應(yīng)力點處出現(xiàn)過早疲勞開裂。

以往研究表明，鈦合金在時效處理后還可以進行二次鍛造[15-17]，針狀α相在二次鍛造過程中和后續(xù)熱處理過程中會依次發(fā)生動態(tài)球化和靜態(tài)球化，最終得到一種過渡態(tài)球化組織，這種球化組織一般比常規(guī)等軸組織更細小。雖然這種球化組織的斷裂韌性與抗裂紋擴展能力略低于網(wǎng)籃組織，但對于本研究中整體葉環(huán)鍛件來說，熱等靜壓后二次鍛造產(chǎn)生的這種細小球化組織可能更為合適。因此，可以調(diào)整整體葉環(huán)葉片加工工藝順序，在熱等靜壓后進行二次鍛造，再將毛坯加工成葉片，從而獲得細小的過渡態(tài)等軸組織，避免產(chǎn)生連續(xù)α相晶界對性能的不利影響。

3 結(jié)論與建議

1）經(jīng)FHT+HIP處理后的整體葉環(huán)葉片的裂紋性質(zhì)為高周疲勞，疲勞裂紋起源于葉片葉背側(cè)表面最大應(yīng)力區(qū)。

2）整體葉環(huán)葉片在HIP處理后存在平直晶界連續(xù)α膜，抗疲勞性能明顯降低，導(dǎo)致疲勞裂紋過早萌生。

3）建議在熱等靜壓工藝后進行二次鍛造處理，獲得細小的過渡態(tài)球化組織，避免產(chǎn)生連續(xù)α相晶界對性能的不利影響。