摘 要:某型航空發(fā)動機在完成總運轉(zhuǎn)時間2081h后進行拆解檢查,在一件 TC6鈦合金高壓 壓氣機Ⅵ級轉(zhuǎn)子葉片上發(fā)現(xiàn)沿葉片縱向分布有兩條裂紋。通過宏觀觀察、斷口分析、金相檢驗、能 譜分析及硬度測試等方法對裂紋產(chǎn)生原因進行了分析。結(jié)果表明:該裂紋為試車過程中產(chǎn)生的疲 勞裂紋。發(fā)動機在完成階段性試車后進行拆解檢查,復裝后葉尖間隙不滿足設計要求,導致在隨后 的試車過程中葉尖與機匣封嚴涂層發(fā)生嚴重刮擦,造成局部超溫、掉塊,形成疲勞裂紋源并最終擴 展為裂紋。
關鍵詞:壓氣機葉片;航空發(fā)動機;葉尖間隙;疲勞裂紋;刮擦
中圖分類號:TG115.2 文獻標志碼:B 文章編號:1001-4012(2021)10-0043-04
現(xiàn)代航空飛行器正向著輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、大推重比、 高效率、長壽命等方向發(fā)展[1],鈦合金以其比強度 高、抗腐蝕性能優(yōu)異、溫度工作范圍較大等優(yōu)點,在 航空領域中占有十分重要的地位。鈦合金的應用水 平也成為評價飛機先進性的重要指標,在先進軍用 飛機上其用量可占到1/4甚至更高[2]。目前,航空 發(fā)動機中的壓氣機盤、壓氣機葉片、機匣等關鍵部件 的材料均為鈦合金[3]。
在大涵道比渦扇發(fā)動機中,風扇/壓氣機部件的 制造成本占到發(fā)動機總制造成本的40%左右。目 前,高壓壓氣機的設計制造依然是制約發(fā)動機發(fā)展 的瓶頸之一[4]。壓氣機的主要作用是提高進入發(fā)動 機內(nèi)的空氣壓力,其評價指標主要為增壓比、效率、 外廓尺寸和質(zhì)量等,更高的級增壓比能夠使結(jié)構(gòu)緊 湊,質(zhì)量減輕,意味著制造成本和維護成本的下 降[5]。影響壓氣機級增壓比的因素很多,其中轉(zhuǎn)子 葉片與機匣間的葉尖徑向間隙對壓氣機氣路密封性 有顯著影響。研究表明[6],間隙與壓氣機葉片長度 的比值增加1%,壓氣機效率損失就增加2%,因此 應盡量減小壓氣機葉尖與靜子部件間的間隙,這也 對發(fā)動機部件的制造精度和傳動配合提出了更高的 要求。在航空發(fā)動機的實際制造應用中,出現(xiàn)過許 多因間隙控制不當而使轉(zhuǎn)、靜子部件刮擦從而導致 葉片磨損、涂層材料粘附葉片等嚴重安全問題出現(xiàn), 甚至是安全事故[7]。
某型發(fā)動機高壓壓氣機的第Ⅵ級轉(zhuǎn)子葉片是由 TC6鈦合金經(jīng)鍛造后加工成型得到的,合金組織為 典型的α+β雙相組織。發(fā)動機有效試車2081h后 進行拆解檢查,在葉片葉尖處發(fā)現(xiàn)沿葉身縱向分布 的兩條裂紋。筆者通過一系列檢驗和分析找出了裂 紋產(chǎn)生的原因,為發(fā)動機裝配和試車提供改進依據(jù)。
1 理化檢驗
1.1 宏觀觀察
在體視顯微鏡下觀察葉片裂紋形貌,兩條裂紋 均呈直線狀,一條為貫穿葉尖端面厚度(1.54mm) 的裂紋,長度約8mm(以下稱為1號裂紋),另一條 裂紋在葉背處(以下稱為2號裂紋),距離1號裂紋 1.5mm,長度約1mm。在葉背裂紋附近發(fā)現(xiàn)有明 顯的氧化色,端面呈灰黑色,向內(nèi)逐漸變?yōu)樗{色,最 大深度在0.7mm 左右,如圖1所示。在葉盆側(cè)葉 尖端面與葉身轉(zhuǎn)角位置有輕微的磨損痕跡,呈金屬 亮色,未見明顯的氧化特征,如圖2所示。
對葉尖端面進行觀察,可見明顯的摩擦痕跡。 1號裂紋呈45°從葉盆向葉背方向擴展。在靠近葉背部 分有掉塊,如圖3所示。1號裂紋在掉塊區(qū)域內(nèi)基本與 葉背垂直,在靠近葉盆部分基本與摩擦痕跡垂直。2號 裂紋在靠近葉背的掉塊區(qū)域,基本垂直于葉背表面。
1.2 斷口分析
將1號裂紋人工打開后在體視顯微鏡下觀察, 如圖4所示。可見斷面較為平坦,放射棱線明顯,根 據(jù)棱線收斂方向可知有兩處裂紋源區(qū),均位于葉尖 端面與葉身轉(zhuǎn)角位置,一處靠近葉背側(cè),其擴展區(qū)域 面積約占斷面面積的30%;另一處起源靠近葉盆 側(cè),其擴展區(qū)域約占斷面面積的70%,兩處裂紋源 區(qū)擴展合并后主要以靠近葉盆的裂紋源區(qū)擴展方向 繼續(xù)擴展。裂紋源區(qū)部分呈灰黑色,擴展區(qū)顏色沿 葉身向內(nèi)逐漸變?yōu)榻瘘S色,局部有大量灰黑色附著 物,說明葉尖端面存在超溫現(xiàn)象,沿葉身向內(nèi)溫度逐 漸降低,導致出現(xiàn)色帶。
在掃描電鏡下進一步對斷口進行分析,如圖5 所示?？梢姅U展區(qū)為解理臺階和撕裂棱線形貌,還 可見細密的疲勞條帶,人工打斷區(qū)呈韌窩特征,疲勞 源區(qū)未見冶金缺陷或機械損傷。
1.3 金相檢驗
在葉尖端面靠近裂紋位置沿葉片縱向切取金相 試樣,磨制拋光后進行檢查,靠近葉盆側(cè)的葉尖端面 較為平整,而靠近葉背側(cè)的葉尖端面已出現(xiàn)掉塊,高 度明顯低于葉盆側(cè),在葉尖端面的掉塊區(qū)域發(fā)現(xiàn)白 色塊狀附著物和灰色層狀附著物,如圖6所示。使 用5%(體積分數(shù),下同)HF+12%HNO3 +83% H2O溶液對組織進行浸蝕后,可見在掉塊區(qū)域附近 的表面組織初生α相含量減少,β相含量相對基體 略高,組織變化深度約0.1mm,如圖7所示。
1.4 能譜分析
分別對基體組織、斷口灰黑色附著物、白色塊狀 附著物、灰色層狀附著物進行能譜(EDS)分析,主要元素分析結(jié)果見表1。
基體組織以鈦元素為主,斷口灰黑色附著物、灰 色層狀附著物均含有較多的基體元素,但前者還存 在大量的氧元素,后者含有較多的鎳和氧元素;白色 塊狀附著物基本為鎳元素。
1.5 硬度測試
采用 VH3100型維氏顯微硬度計分別在葉尖 端面組織變化區(qū)域和正常組織處進行顯微維氏硬度 測試。結(jié)果表明,葉尖端面組織變化區(qū)域的硬度 (413HV0.1)略高于基體組織的(380HV0.1)。
2 分析與討論
兩條裂紋均沿葉身縱向呈直線狀擴展,裂紋形貌 類似。相關資料表明[8],鈦合金在300℃左右時表面 氧化色為淡黃色,400℃時為金黃色,500℃時為藍 色,600℃時為紫色,700~800℃時為紅灰色,800~ 900℃時為灰色。根據(jù)裂紋和斷口形貌,葉片在工作 過程中存在局部超溫,最高溫度在900℃左右[9]。
葉尖端面有明顯的摩擦痕跡,裂紋基本與摩擦 痕跡垂直,且葉盆位置裂紋開口最大,表明裂紋是由 摩擦引起的且在葉盆位置起源。在靠近葉背部分, 出現(xiàn)掉塊,形成新的裂紋源并繼續(xù)擴展,導致裂紋擴 展方向改變,在斷口上顯示出兩個裂紋源區(qū)。斷口 大面積為擴展區(qū),擴展區(qū)可見疲勞弧線,葉尖端面附 近為灰黑色,向內(nèi)逐步變?yōu)榻瘘S色,在葉尖位置摩擦 形成過燒和局部掉塊,使葉片的疲勞性能大幅降低, 形成疲勞裂紋[10]。
與葉片配合的機匣基體材料為 TC2鈦合金,表 面為鎳石墨封嚴涂層,以提高發(fā)動機的氣路封嚴效 率,屬于低溫可磨耗涂層,工作溫度在450℃以下, 超過此溫度會發(fā)生熔融,其主要成分為鎳元素和碳 元素[11],所有材料均滿足技術要求,結(jié)合能譜分析 結(jié)果可以判斷斷口上的灰色層狀附著物為葉尖端面 與機匣涂層摩擦超溫后涂層發(fā)生熔融,在葉片表面 反應形成的混合產(chǎn)物,白色塊狀附著物為脫落的涂 層堆積物,因碳元素在高溫下氧化,所以基本為鎳 元素。
高壓壓氣機轉(zhuǎn)子在高壓渦輪軸的帶動下高速轉(zhuǎn) 動,其工作溫度約300℃,葉片受離心載荷、氣動載 荷、振動載荷等作用,在工作過程中會產(chǎn)生一定的熱 膨脹變形,會與機匣上的封嚴涂層進行摩擦,發(fā)生輕 微磨損屬正?，F(xiàn)象[12]。查閱相關記錄,發(fā)動機初始 裝配時其葉尖間隙為 0.81 mm,滿 足 間 隙 要 求 (0.70~0.84mm),在累積試車1380h后,發(fā)動機 運轉(zhuǎn)正常,葉尖與零件已經(jīng)充分磨合,但發(fā)動機需進 行拆機檢查并復裝,復裝后葉尖間隙為0.64mm,不 滿足設計要求,導致再次試車時葉尖與機匣涂層發(fā)生嚴重刮擦。
分析認為,發(fā)動機復裝后葉尖徑向間隙不滿足 設計要求,在試車過程中葉尖與機匣涂層發(fā)生嚴重 刮擦,導致局部超溫、掉塊,葉尖表面完整性被破壞, 涂層材料發(fā)生熔融并黏附在葉尖上,疲勞壽命大幅 降低,形成多處疲勞裂紋源,并逐步擴展形成裂紋。
3 結(jié)論及建議
葉片上的裂紋為試車過程中產(chǎn)生的疲勞裂紋。 發(fā)動機試車拆解復裝后的葉尖徑向間隙不滿足設計 要求而發(fā)生刮擦是產(chǎn)生疲勞裂紋的主要原因。
建議通過車磨葉尖、嚴格控制葉尖徑向間隙等 方法,使葉尖徑向間隙符合設計要求。
參考文獻:
[1] 郭德倫,韓野,張媛.航空發(fā)動機的發(fā)展對制造技術的 需求[J].航空制造技術,2015(22):68-72.
[2] 李毅,趙永慶,曾衛(wèi)東,等.航空鈦合金的應用及發(fā)展 趨勢[J].材料導報,2020,34(增刊1):280-282.
[3] 張鵬省,毛小南,韓棟,等.航空航天用鈦合金盤件開 發(fā)與應用[J].鈦工業(yè)進展,2011,28(3):6-8.
[4] 楊春燕.影響壓氣機轉(zhuǎn)子葉片精鍛質(zhì)量的主要工藝分 析[J].價值工程,2011,30(33):36-37.
[5] CHUPPRE,HENDRICKSRC,LATTIMESB, etal.Sealinginturbomachine[R].GlennResearch Center Cleveland,Ohio 44135:NASA Centerfor AerospaceInformation,2006.
[6] 劉麗玉,張銀東,高翔宇,等.TC17鈦合金壓氣機鼓筒 篦齒裂紋分析研究[J].失效分析與預防,2019,14 (5):315-320.
[7] 孫智君,劉榮,劉國良.壓氣機轉(zhuǎn)子葉片掉塊斷裂分析 [J].理化檢驗(物理分冊),2016,52(12):878-883.
[8] 李旭升,辛社偉,毛小南,等.鈦合金氧化行為研究進 展[J].鈦工業(yè)進展,2014,31(3):7-13.
[9] 楊勝,李瑩,何玉懷,等.TA15欽合金管材開裂失效 分析[J].熱加工工藝,2010,39(12):196-198.
[10] 楊慎亮,李勛,王子銘,等.TC4側(cè)銑表面完整性對試 件疲勞性能的影響[J].表面技術,2019,48(11):372- 380.
[11] 楊曉劍,田曄,黃新春,等.火焰噴涂鎳/石墨可磨耗 封嚴涂層的研究[J].有色金屬(冶煉部分),2008(增 刊):92-94.
[12] 張俊紅,王杰,魯鑫,等.考慮封嚴涂層的航空發(fā)動機 葉片碰摩過程[J].浙江大學學報(工學版),2018,52 (5):980-987.