航空发动机风扇静子叶片裂纹失效分析

2022-01-07卜嘉利高志坤牛建坤

航空发动机 2021年6期

卜嘉利，高志坤，牛建坤，曹勇

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015）

0 引言

随着中国对航空发动机动力要求的不断提升，压气机部件气动负荷和性能指标也不断提高。风扇静子叶片作为航空发动机压气机中的核心部件，在发动机工作过程中起到了降低气体流动速度、提高气体压力和改变气流方向的作用[1-2]。风扇转子叶片服役环境十分恶劣，发生失效概率较高[3]。风扇静子叶片失效模式以疲劳失效为主，引发叶片疲劳失效的原因有外物冲击损伤、共振、微动磨损、表面加工缺陷及铸造缺陷等。一旦风扇静子叶片发生失效，将会严重影响发动机的总体性能和稳定性，所以对风扇静子叶片开展失效机理研究意义重大。为了获取静子叶片的疲劳极限，达到确定其初始应力水平的目的，在室温条件下对该型叶片开展了振动疲劳试验。试验在电磁振动台上进行，用根部固支的方式对叶片上缘板侧面与夹具进行固定。试验结束后，发现叶片并没有达到试验目标循环数，在叶片前缘表面有裂纹萌生。该叶片由TC4 钛合金加工制造而成，该合金具有强度高、质量轻、耐腐蚀性好和抗高温氧化等优点，在航空发动机零部件上得到广泛应用[4-6]。叶片主要加工工序流程为模锻－叶型缘板粗铣加工－热处理去除应力－叶型缘板精铣加工－砂带抛光－腐蚀检查－振动光饰－荧光探伤。

国内外针对风扇叶片开展了诸多研究工作。徐建新等[7]运用流体动力学方法建立发动机风扇流场仿真模型，对硬物撞击风扇叶片表面损伤规律进行模拟；张海洋等[8]采用流体动力学方法和带失效应变弹塑性材料模型建立冰雹数值模型，对航空发动机风扇叶片进行冰雹撞击仿真，能够准确预估冰雹撞击过程及叶片损伤程度；Ni 等[9]通过模拟仿真与试验相结合的方法对多模态激励下风扇叶片的应力特征进行了细致研究；Hong 等[10]通过数值模拟和试验分析手段，对高弧度的壳形风扇静子叶片振动应力进行了分析；高志坤等[11]通过风扇叶片服役环境分析、材质分析及强度计算等手段对叶片失效原因进行分析，表明叶片工作过程中叶尖与机匣处理环发生异常碰摩，使叶片承受非正常冲击载荷是叶片萌生疲劳裂纹的主要原因；卜嘉利等[12]研究发现如果风扇叶片表面存在机加刀痕会改变叶片表面振动应力分布，在机加刀痕处形成应力集中，叶片表面有刀痕部位振动应力约为无刀痕部位振动应力的2倍。

目前，中国鲜有关于在对风扇叶片进行振动光饰时，由于振动光饰磨粒棱角锋利导致风扇叶片表面划伤从而引发叶片失效方面的报道。本文通过荧光探伤、断口宏微观分析、源区表面检查、叶片表面划痕来历分析、材质分析及有限元应力模拟分析，确定了裂纹性质及萌生原因，并提出了相应改进措施，防止故障再次发生。

1 试验与解析

1.1 荧光探伤

为确定振动疲劳试验后风扇静子叶片裂纹位置，对该叶片进行荧光探伤，探伤结果如图1 所示。从图中可见，叶片前缘上缘板与叶身的转接部位存在1 条裂纹，且裂纹沿叶片厚度方向裂透。振动疲劳试验叶片上缘板与夹具装配如图2 所示。从图中可见，用根部固支的方式对叶片上缘板侧面与夹具进行固定，叶片裂纹萌生部位如红色虚线圈所示。

图1 叶片裂纹荧光显示图像

图2 叶片与夹具装配

1.2 断口宏、微观分析

该裂纹断口宏观形貌如图3 所示。从图中可见，断口表面洁净、平坦，磨损较重，可见疲劳弧线与放射棱线，表明该断口的性质为疲劳。根据疲劳弧线与放射棱线的收敛方向判断，疲劳起源于叶片叶盆侧前缘靠近上缘板表面，疲劳源区距前缘约2.3 mm，具体位置见红色虚线圈。

图3 故障叶片断口形貌

断口疲劳源区微观形貌如图4 所示。从图中可见，疲劳起源于叶片叶盆侧前缘靠近上缘板基体表面，呈多源线性特征，源区未见缺陷及杂质。扩展区微观形貌如图5 所示。从图中可见细密的疲劳条带，进一步证明了该断口为疲劳断口。

图4 疲劳断口源区微观形貌（500倍）

图5 断口疲劳扩展区微观形貌（1000倍）

1.3 源区侧表面检查

叶片检查标准规定叶身表面不应有划痕、压痕，而断口疲劳源区附近表面微观放大形貌如图6 所示。从图中可见明显与断口平行的磨痕和与断口呈一定角度的断续划痕，不符合标准要求。并且放射棱线汇聚在断口源区侧表面的断续划痕处，说明裂纹的萌生与源区附近表面的划痕有关。

图6 断口源区附近表面微观形貌

1.4 划痕来历分析

为了明确叶身表面划痕的来历，对车间加工叶片的整个工艺流程进行了现场检查，发现工艺流程中有砂带抛光和振动光饰的操作步骤。振动光饰磨粒检查结果如图7 所示。从图中可见，磨粒存在棱边圆滑与棱边不圆滑有棱角这2 种形态。振动光饰操作规范明确要求，如重新添加或者补添加振动光饰磨粒时，应空机运行3～6 h，确保磨粒棱边圆滑，达到不划伤零件表面状态的目的，而通过检查结果可知，此次振动光饰磨粒棱边存在棱角，不符合标准要求，因此判断图6 中断口源区侧表面的断续划痕应是振动光饰磨颗与叶片相互摩擦产生的。

图7 2种振动光饰磨粒宏观图像

1.5 成分检查

叶片材质能谱分析结果见表1，合金元素质量分数均符合要求。

表1 能谱分析结果 wt%

1.6 硬度检查

在叶片疲劳裂纹附近区域基体取样后，对该区域3 个位置分别进行布氏硬度检查，结果见表2，硬度值完全符合设计要求。

表2 布氏硬度检查结果 HB

1.7 组织分析

对叶片疲劳裂纹附近区域基体进行取样并制备为金相试样后，再对其组织形貌进行分析，结果如图8所示。叶片组织为α+β 双态组织，未见明显异常。

图8 叶片组织图像

1.8 有限元分析

为明确振动疲劳试验状态下叶片相对振动应力分布及第1 阶固有频率，本文利用Ansys 有限元分析软件对叶片进行振动特性分析。采用Solid186 实体单元类型对叶片有限元模型划分网格，共划分14816个单元和73675个节点，如图9所示。

图9 叶片有限元模型

在振动疲劳摸底试验中，采用“上缘板固支，下缘板自由”的边界约束条件，获取叶片1 弯振型下的疲劳极限，有限元数值分析中边界约束条件与振动疲劳试验状态一致。而在实际工作状态中，静子叶片上缘板与机匣的T 型槽插接固定，下缘板则插接在静子内环上，如图10所示。试验状态与静子叶片实际工作状态的边界存在差异，但可获取叶片的1 弯疲劳极限数据，达到试验目的。有限元分析结果如图11 所示故障叶片第1 阶最大振动应力分布在叶片叶盆侧前缘靠近上缘板表面，与叶片疲劳起源位置相一致。