２０１３年４月 第８卷第２期 失效分析与预防 Ａｐｒｉｌ，２０１３ Ｖｏ１．８，Ｎｏ．２ 航空发动机低压压气机三级盘裂纹分析 刘军和 ，张银东 ，李明 ，杨树林 （１．驻沈阳黎明发动机制造公司军事代表室，沈阳１１００４３；２．沈阳黎明航空发动机（集团）有限责任公司，沈阳１１００４３） ［摘要］航空发动机在地面试车过程中，出现低压压气机三级盘裂纹故障。通过对故障件进行尺寸复测、性能测试、组织 分析和断口观察，分析故障性质和原因。结果发现：断口为多源疲劳断裂，裂纹起始于三级盘排气侧辐板与轴颈转接Ｒ表 面，向进气边方向扩展，扩展区疲劳条带细密，具有高周疲劳的特征。源区未见明显的冶金缺陷，但裂纹在宏观上与加工接 刀痕迹吻合。分析认为故障盘疲劳裂纹的产生与使用过程中特定条件下的振动有关。三级盘辐板与轴颈转接处转接 尺 寸偏小，转接不圆滑，存在应力集中，促进裂纹的产生。 ［关键词］航空发动机；裂纹；疲劳；应力集中 ［中图分类号］Ｖ２３１．９５ ［文献标志码］Ａ ｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７３－６２１４．２０１３．０２．０１０ ［文章编号］１６７３－６２１４（２０１３）Ｏ２ １０７－０５ Ｆａｉｌｕｒｅ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｃｒａｃｋ ｏｎ ｔｈｅ Ｆａｎ Ｄｉｓｋ ｉｎ ａｎ Ａｅｒｏ－ｅｎｇｉｎｅ ＬＩＵ Ｊｕｎ—ｈｅ ，ＺＨＡＮＧ Ｙｉｎ—ｄｏｎｇ ，ＬＩ Ｍｉｎｇ ，ＹＡＮＧ Ｓｈｕ—ｌｉｎ （１．Ｔｈｅ Ｍｉｌｉｔａｒｙ Ｒｅｐｒｅｓｅｎｔａｔｉｖｅ Ｏｆｆ￣ｅ ｏｆＰＬＡ ｉｎ ＬＭＡＥＧ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ １１００４３，Ｃｈｉｎａ； ２．ＳｈｅｎｙａｎｇＬｉｍｉｎｇＡｅｒｏ—ｅｎｇｉｎｅ（Ｇｒｏｕｐ）Ｃｏ．，Ｌｔｄ．，Ｓｈｅｎｙａｎｇ １１００４３，Ｃｈｉａ）ｎ Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｃｒａｃｋ ｗａｓ ｐｒｅｓｅｎｔ ｏｎ ｔｈｅ ｆａｎ ｄｉｓｋ ｏｆ ａｎ ａｅｒｏ—ｅｎｇｉｎｅ ｄｕｒｉｎｇ ｔｈｅ ｔｒｉａｌ ｒｕｎ．Ｆａｉｌｕｒｅ ａｎａｌｙｓｉｓ ｗａｓ ｃｏｎｄｕｃｔｅｄ ｂｙ ｔｈｅ ｍｉｃｍｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ａｎａｌｙｓｉｓ，ｔｈｅ ｆｒａｃｔｕｒｅ ｓｕｒｆａｃｅ ｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎ，ｔｈｅ ｒｅｐｅａｔｅｄ ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ ｄｉｓｋ ｓｉｚｅ，ａｎｄ ｔｈｅ ｅｘａｍｉｎａｔｉｏｎ ｏｆ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｃｒａｃｋ ｉｎｉｔｉａｔｅｄ ａｔ ｔｈｅ ｔｒａｎｓｉｔ ｐｏｓｉｔｉｏｎ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｆｏｒｍｅｒ ａｎｄ ｔｈｅ ｒｉｍ ｏｆ ｔｈｅ ｄｉｓｋ ａｎｄ ｐｒｏｐａｇａｔｅｄ ｆｒｏｍ ｔｈｅ ｅｘｈａｕｓｔ ｓｉｄｅ ｔｏ ｉｎｌｅｔ ｓｉｄｅ．Ｎｏ ｍｅｔａｌｌｕｒｇｉｃａｌ ｄｅｆｅｃｔｓ ｗｅｒｅ ｆｏｕｎｄ ａｔ ｔｈｅ ｆｒａｃｔｕｒｅ ｉｎｉｔｉａｔｉｏｎ ａｒｅａ ｏｆ ｔｈｅ ｃｒａｃｋ， ｈｏｗｅｖｅｒ，ｔｈｅ ｔｒａｎｓｉｔ ｒａｄｉｕｓ ｂｅｔｗｅｅｎ ｔｈｅ ｆｏｒｍｅｒ ａｎｄ ｔｈｅ ｒｉｍ ｏｆ ｔｈｅ ｄｉｓｋ ｉｓ ｓｍａｌｌｅｒ ｔｈａｎ ｔｈｅ ｄｅｓｉｇｎｉｎｇ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ ａｎｄ ｔｈｅ ｆｏｒｍｅｒ ｔｒａｎｓｉｔ ｔｏ ｔｈｅ ｒｉｍ ｐｏｏｒ ｓｍｏｏｔｈｌｙ．Ｍａｃｈｉｎｉｎｇ ｔｒａｃｅ ｗａｓ ａｌｓｏ ｆｏｕｎｄ ｎｅａｒ ｔｈｅ ｃｒａｃｋ．Ｔｈｅ ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ ｅｆｆｅｃｔｓ ｏｆ ｏｕｔ－ｏｆ－ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ｃａｎ ｉｎｔｒｏｄｕｃｅ ｔｈｅ ｓｔｒｅｓｓ ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｉｏｎ，ｗｈｉｃｈ ｍａｙ ｂｒｉｎｇ ｔｈｅ ｆａｔｉｇｕｅ．Ｔｈｅ ｃｒａｃｋ ｗａｓ ａｎａｌｙｚｅｄ ｔｏ ｈａｖｅ ｒｅｌａｔｉｏｎ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｓｈｏｃｋ ｏｆ ａｅｒｏ— ｅｎｇｉｎｅ ｉｎ ｓｅｒｖｉｃｅ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ａｅｒｏ—ｅｎｇｉｎｅ；ｃｒａｃｋ；ｆａｔｉｇｕｅ；ｓｔｒｅｓｓ ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｉｏｎ 中，减小和控制使用过程中的振动。深入研究分 ０ 引言 航空发动机是一种具有严酷气动负荷、机械 负荷和高温负荷作用，又要求具有高耐久性的热 动力机械 。压气机盘类零件是航空发动机的 析盘类零件的失效模式和机制，采取针对性措施， 对于提高航空发动机的使用性能、可靠性和安全 性有十分重要的意义。航空发动机低压压气机三 级盘采用ＢｒｌＤ合金（国内牌号ＴＣ１１），属于马氏 体型１２￣＋Ｂ钛合金，可在５００℃以下长时期工作 和５５０℃短时工作 Ｊ。ＢＴ９在俄制航空发动机上 应用较为成熟，广泛用于制造压气机的盘、叶片及 关键部件，在高速旋转状态下工作，承受高离心负 荷和振动负荷，还要承受环境介质的腐蚀与氧化 作用，工作条件比较恶劣，在工作中出现失效的概 率较高 。疲劳断裂是盘件失效的主要表现形 式；而振动应力、离心应力等复杂应力状态叠加导 致应力过大以及应力集中往往是疲劳失效的内在 原因［３－５ ３。制定的预防措施则注重于减小应力集 ［收稿日期］２０１２年１２月１８日 轴类零件等，国内对该合金也做了大量的研究工 作 ，从变形机理、变形工艺、热处理制度等方 面人手，优化合金及其盘锻件的加工工艺，提高其 力学性能尤其是抗疲劳性能。 某台航空发动机在地面试车过程中出现报警 ［修订日期］２０１３年２月２８日 ［作者简介］刘军和（１９７４年一），男，硕士，工程师，主要从事航空材料的应用与质量监督等方面的研究。 １１０ 失效分析与预防 第８卷 力学性能测试结果见表１和表２。各项性能 该故障盘组织为等轴或拉长仅＋ｐ转组织，仅相含 量约为６０％～７０％，所以强度富裕度不高；而近 年来该发动机的三级盘组织更接近于双态的等轴 仪＋Ｂ持组织，仅相含量约为。４０％一５０％。 均符合标准要求，但从数据上看，室温拉伸强度、 ５００ ｏＣ拉伸强度和５００ ｏ（：／６２０ ＭＰａ持久性能富裕 度都不高。 表１故障盘的室温力学性能 Ｔａｂｌｅ １ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ｔｈｅ ｆａｉｌｅｄ ｄｉｓｋ ａｔ ｒｅｏｍ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ 针对辐板厚度（相对原结构减小到４．８５ ｍｍ）、辐板与后轮缘转接半径（由 ．５ ｍｍ减小 到Ｒ１．９ ｍｍ）、局部缺陷（圆角与辐板连接处增加 Ｉｔｅｍ Ｓａｍｐｌｅ ｏｒｂ／ＭＰａ １ ０３０ ６／％ １６．５ ／％ ２９．０ ａｋ／Ｊ ２８．０ ＨＢ／ｒｏａｎ ３．４ 圆弧缺陷０．０５—０．０８ ｍｍ）３个尺寸超差因素，考 虑转速、温度载荷、离心载荷等因素，运用ＡＮＳＹＳ 软件，分别进行了故障部位应力计算，计算结果见 表３。 由表３可知，单一结构超差因素中，应力值增 大对凹陷０．０８ ｍｍ最为敏感，其径向应力增加了 ２３．５９％；其次为辐板厚度减薄和圆角尺寸变小。 辐板厚度减小到４．８５ ｍｍ时，径向应力增加了 １７．９７％，圆角尺寸变小到Ｒ１．９时径向应力增加 ９９．９１Ｔｙ≥１ ０１０ －＞－８ ≥１８ ≥２Ｏ ３．２～３．７ 表２故障盘的５００℃力学性能 Ｔａｂｌｅ ２ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ｈｅ ｆｔａｉｌｅｄ ｄｉｓｋ ａｔ ５００ ｏＣ Ｉｔｅｍ Ｓａｍｐｌｅ Ｏ＇ｂ／ＭＰａ Ｓｔｒｅｓｓ ｒｕｐｔｕｒｅｌｉｆｅ ａｔ ５００￣Ｃ／６２０ＭＰａ／ｈ ７１５ ５１ ９９．９１Ｔｙ ＞６８５ Ｉ３５０ ２分析与讨论 从材质检测结果看，其化学成分、力学性能、 金相组织均符合俄９９．９１Ｔｙ标准要求，也符合航 标ＨＢ ５２６３－－１９９５。疲劳源区未见明显的冶金缺 陷，说明裂纹的产生与材质无关。钛合金的性能 与组织状态密切相关，不同的组织对应的性能存 在着很大的差异。一般说来，钛合金呈现等轴组 织时室温塑性好、冲击性能较高；而呈现双态组织 时高温瞬时陛能、断裂韧性和疲劳性能相对较好。 了１０．８９％，凹陷为０．０５ｍｍ时，应力水平与辐板 厚度减小到４．８５ｍｍ时相当。可见３种超差情况 下故障部位的应力值均低于材料的屈服极限值， 从静强度储备看，单一因素的局部尺寸超差不足 以造成盘件断裂破坏。断口上表现出比较明显的 高周疲劳特征；而且出现突然振动后，还能工作一 段时间，也说明盘件的静强度能够满足承力要求。 虽然如此，考虑转速、温度载荷、叶片及轮缘凸块 引起的离心载荷，在设计点转速下故障部位的应 力计算达到了７３３ ＭＰａ，存在明显的应力集中。 表３超差因素对故障部位应力的影响 Ｔａｂｌｅ ３ Ｅｆｆｅｃｔ ｏｆ ｏｕｔ－ｏｆ－ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ｏ１２ｔｈｅ ｓｔｒｅｓｓ ａｔｔｈｅｆａｉｌｅｄ ｐｏｓｉｔｉｏｎ 由于结构布局的需要，航空发动机零部件上 过渡转角、沟槽、截面过渡区不可避免；而这些部 位容易引起应力集中，在振动应力作用下，诱发疲 劳裂纹萌生并扩展。钛合金零件疲劳抗力对表面 加上扒态非常敏感¨ ，零件表面加工质量不好时 在过渡转角等部位尤其容易引起应力集中 引， 能降低时，该处应力集中系数相应增大，会形成疲 劳源。主疲劳源扩展后，应力得到释放，其余小裂 纹源没有充分扩展。从裂纹扩展微观特征看，疲 劳条带细密，具备高周疲劳特征，说明裂纹扩展应 力不大；但疲劳多源起始，说明裂纹起始应力较 大，一般与源区受到较大外力或性能降低有关。 从图１上可以看出三级盘上连接孔较多，由于这 些孔及与其相关的叶片和键的存在，在盘腔内形 成压力脉动，一旦轮盘发生共振，将产生较大的应 导致零件疲劳抗力的下降。故障三级盘在排气侧 辐板与轴颈转接Ｒ处可见加工接刀痕，存在应力 集中，当受到较大气流、振动作用或盘表面材质性 第２期 刘军和，张银东，李明，等：航空发动机低压压气机三级盘裂纹分析 １１１ 力响应。当盘腔激振力的阶次和轮盘节径数互为 倍数关系时，容易发生后行波共振。有关计算表 明，在常用工作转速条件下，存在共振裕度小于 １０％的共振点，有发生共振的可能性。综合分析， 故障盘疲劳裂纹的产生与使用过程中特定条件下 的振动有关。 ３ 结论 １）断口为多源疲劳裂纹，裂纹起始于三级盘 排气侧辐板与轴颈转接 表面； ２）故障盘疲劳裂纹的产生与使用过程中特 定条件下的振动有关； ３）三级盘辐板与轴颈转接处 尺寸偏小，转 接不圆滑，存在应力集中，促进裂纹的产生。 参考文献 ［１］陶春虎，刘新灵．航空发动机材料和工艺的安全性评估［Ｊ］． 失效分析与预防，２００７，２（４）：１４—２０． ［２］陶春虎，钟培道，王仁智，等．航空发动机转动部件的失效与 预防［Ｍ３．北京：国防工业出版社，２０００：１０２—１６４． ［３］徐锐，李鸿，张宗林，等．ＴＣ２５钛合金四级压气机盘失效分析 ［Ｊ］．失效分析与预防，２０１２，７（１）：３３—３７． ［４］郭勇，齐野，李伟，等．航空发动机高压涡轮盘辐板裂纹分析 ［Ｊ］．失效分析与预防，２００８，３（３）：３７—４０． ［５］赵荣国，罗希延，蒋永洲，等．航空发动机涡轮盘用ＧＨ４１３３Ｂ 合金疲劳损伤和断口分析［Ｊ］．机械工程学报，２０１１，４７（６）： ９２—１００． ［６］中国航空材料手册编辑委员会．中国航空材料手册（第四卷 钛合金铜合金）［Ｍ］．北京：中国标准出版社，２００２：１４７— １７３． ［７］ｕ Ｍ Ｑ，Ｚｈａｎｇ Ｘ Ｙ．Ｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎ ｏｆ ＴＣｌｌ ａｌｌｏｙ ｆｏｒｇｉｎｇ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｕｓｉｎｇ ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ ｍａｐｓ［Ｊ］．Ｒａｒｅ Ｍｅｔａｌｓ，２０１１，３０ （３）：２２２—２２６． ［８］Ｓｏｎｇ Ｈ Ｗ，Ｚｈａｎｇ Ｓ Ｈ，Ｃｈｅｎｇ Ｍ．Ｓｕｂｔｒａｎｓｕｓ ｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎ ｍｅｃｈａｎｉｓｍｓ ｏｆ ＴＣ１ １ ｔｉｔａｎｉｕｍ ａｌｌｏｙ ｗｉｔｈ ｌａｍｄｌａｒ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｊ］． Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ ｏｆ Ｎｏｎｆｅｒｒｏｕｓ Ｍｅｔａｌｓ 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