分享：TC6钛合金压气机叶片裂纹产生原因

摘 要:某型航空发动机在完成总运转时间2081h后进行拆解检查,在一件 TC6钛合金高压 压气机Ⅵ级转子叶片上发现沿叶片纵向分布有两条裂纹。通过宏观观察、断口分析、金相检验、能 谱分析及硬度测试等方法对裂纹产生原因进行了分析。结果表明:该裂纹为试车过程中产生的疲 劳裂纹。发动机在完成阶段性试车后进行拆解检查,复装后叶尖间隙不满足设计要求,导致在随后 的试车过程中叶尖与机匣封严涂层发生严重刮擦,造成局部超温、掉块,形成疲劳裂纹源并最终扩 展为裂纹。 

关键词:压气机叶片;航空发动机;叶尖间隙;疲劳裂纹;刮擦 

中图分类号:TG115.2                  文献标志码:B                   文章编号:1001-4012(2021)10-0043-04

现代航空飞行器正向着轻结构质量、大推重比、 高效率、长寿命等方向发展[1],钛合金以其比强度 高、抗腐蚀性能优异、温度工作范围较大等优点,在 航空领域中占有十分重要的地位。钛合金的应用水 平也成为评价飞机先进性的重要指标,在先进军用 飞机上其用量可占到1/4甚至更高[2]。目前,航空 发动机中的压气机盘、压气机叶片、机匣等关键部件 的材料均为钛合金[3]。

在大涵道比涡扇发动机中,风扇/压气机部件的 制造成本占到发动机总制造成本的40%左右。目 前,高压压气机的设计制造依然是制约发动机发展 的瓶颈之一[4]。压气机的主要作用是提高进入发动 机内的空气压力,其评价指标主要为增压比、效率、 外廓尺寸和质量等,更高的级增压比能够使结构紧 凑,质量减轻,意味着制造成本和维护成本的下 降[5]。影响压气机级增压比的因素很多,其中转子 叶片与机匣间的叶尖径向间隙对压气机气路密封性 有显著影响。研究表明[6],间隙与压气机叶片长度 的比值增加1%,压气机效率损失就增加2%,因此 应尽量减小压气机叶尖与静子部件间的间隙,这也 对发动机部件的制造精度和传动配合提出了更高的 要求。在航空发动机的实际制造应用中,出现过许 多因间隙控制不当而使转、静子部件刮擦从而导致 叶片磨损、涂层材料粘附叶片等严重安全问题出现, 甚至是安全事故[7]。

某型发动机高压压气机的第Ⅵ级转子叶片是由 TC6钛合金经锻造后加工成型得到的,合金组织为 典型的α+β双相组织。发动机有效试车2081h后 进行拆解检查,在叶片叶尖处发现沿叶身纵向分布 的两条裂纹。笔者通过一系列检验和分析找出了裂 纹产生的原因,为发动机装配和试车提供改进依据。

1 理化检验 

1.1 宏观观察 

在体视显微镜下观察叶片裂纹形貌,两条裂纹 均呈直线状,一条为贯穿叶尖端面厚度(1.54mm) 的裂纹,长度约8mm(以下称为1号裂纹),另一条 裂纹在叶背处(以下称为2号裂纹),距离1号裂纹 1.5mm,长度约1mm。在叶背裂纹附近发现有明 显的氧化色,端面呈灰黑色,向内逐渐变为蓝色,最 大深度在0.7mm 左右,如图1所示。在叶盆侧叶 尖端面与叶身转角位置有轻微的磨损痕迹,呈金属 亮色,未见明显的氧化特征,如图2所示。 

对叶尖端面进行观察,可见明显的摩擦痕迹。 1号裂纹呈45°从叶盆向叶背方向扩展。在靠近叶背部 分有掉块,如图3所示。1号裂纹在掉块区域内基本与 叶背垂直,在靠近叶盆部分基本与摩擦痕迹垂直。2号 裂纹在靠近叶背的掉块区域,基本垂直于叶背表面。 

1.2 断口分析 

将1号裂纹人工打开后在体视显微镜下观察, 如图4所示。可见断面较为平坦,放射棱线明显,根 据棱线收敛方向可知有两处裂纹源区,均位于叶尖 端面与叶身转角位置,一处靠近叶背侧,其扩展区域 面积约占断面面积的30%;另一处起源靠近叶盆 侧,其扩展区域约占断面面积的70%,两处裂纹源 区扩展合并后主要以靠近叶盆的裂纹源区扩展方向 继续扩展。裂纹源区部分呈灰黑色,扩展区颜色沿 叶身向内逐渐变为金黄色,局部有大量灰黑色附着 物,说明叶尖端面存在超温现象,沿叶身向内温度逐 渐降低,导致出现色带。

在扫描电镜下进一步对断口进行分析,如图5 所示。可见扩展区为解理台阶和撕裂棱线形貌,还 可见细密的疲劳条带,人工打断区呈韧窝特征,疲劳 源区未见冶金缺陷或机械损伤。 

1.3 金相检验 

在叶尖端面靠近裂纹位置沿叶片纵向切取金相 试样,磨制抛光后进行检查,靠近叶盆侧的叶尖端面 较为平整,而靠近叶背侧的叶尖端面已出现掉块,高 度明显低于叶盆侧,在叶尖端面的掉块区域发现白 色块状附着物和灰色层状附着物,如图6所示。使 用5%(体积分数,下同)HF+12%HNO3 +83% H2O溶液对组织进行浸蚀后,可见在掉块区域附近 的表面组织初生α相含量减少,β相含量相对基体 略高,组织变化深度约0.1mm,如图7所示。

1.4 能谱分析 

分别对基体组织、断口灰黑色附着物、白色块状 附着物、灰色层状附着物进行能谱(EDS)分析,主要元素分析结果见表1。

基体组织以钛元素为主,断口灰黑色附着物、灰 色层状附着物均含有较多的基体元素,但前者还存 在大量的氧元素,后者含有较多的镍和氧元素;白色 块状附着物基本为镍元素。

1.5 硬度测试 

采用 VH3100型维氏显微硬度计分别在叶尖 端面组织变化区域和正常组织处进行显微维氏硬度 测试。结果表明,叶尖端面组织变化区域的硬度 (413HV0.1)略高于基体组织的(380HV0.1)。

2 分析与讨论 

两条裂纹均沿叶身纵向呈直线状扩展,裂纹形貌 类似。相关资料表明[8],钛合金在300℃左右时表面 氧化色为淡黄色,400℃时为金黄色,500℃时为蓝 色,600℃时为紫色,700~800℃时为红灰色,800~ 900℃时为灰色。根据裂纹和断口形貌,叶片在工作 过程中存在局部超温,最高温度在900℃左右[9]。 

叶尖端面有明显的摩擦痕迹,裂纹基本与摩擦 痕迹垂直,且叶盆位置裂纹开口最大,表明裂纹是由 摩擦引起的且在叶盆位置起源。在靠近叶背部分, 出现掉块,形成新的裂纹源并继续扩展,导致裂纹扩 展方向改变,在断口上显示出两个裂纹源区。断口 大面积为扩展区,扩展区可见疲劳弧线,叶尖端面附 近为灰黑色,向内逐步变为金黄色,在叶尖位置摩擦 形成过烧和局部掉块,使叶片的疲劳性能大幅降低, 形成疲劳裂纹[10]。

与叶片配合的机匣基体材料为 TC2钛合金,表 面为镍石墨封严涂层,以提高发动机的气路封严效 率,属于低温可磨耗涂层,工作温度在450℃以下, 超过此温度会发生熔融,其主要成分为镍元素和碳 元素[11],所有材料均满足技术要求,结合能谱分析 结果可以判断断口上的灰色层状附着物为叶尖端面 与机匣涂层摩擦超温后涂层发生熔融,在叶片表面 反应形成的混合产物,白色块状附着物为脱落的涂 层堆积物,因碳元素在高温下氧化,所以基本为镍 元素。 

高压压气机转子在高压涡轮轴的带动下高速转 动,其工作温度约300℃,叶片受离心载荷、气动载 荷、振动载荷等作用,在工作过程中会产生一定的热 膨胀变形,会与机匣上的封严涂层进行摩擦,发生轻 微磨损属正常现象[12]。查阅相关记录,发动机初始 装配时其叶尖间隙为 0.81 mm,满 足 间 隙 要 求 (0.70~0.84mm),在累积试车1380h后,发动机 运转正常,叶尖与零件已经充分磨合,但发动机需进 行拆机检查并复装,复装后叶尖间隙为0.64mm,不 满足设计要求,导致再次试车时叶尖与机匣涂层发生严重刮擦。

分析认为,发动机复装后叶尖径向间隙不满足 设计要求,在试车过程中叶尖与机匣涂层发生严重 刮擦,导致局部超温、掉块,叶尖表面完整性被破坏, 涂层材料发生熔融并黏附在叶尖上,疲劳寿命大幅 降低,形成多处疲劳裂纹源,并逐步扩展形成裂纹。

3 结论及建议 

叶片上的裂纹为试车过程中产生的疲劳裂纹。 发动机试车拆解复装后的叶尖径向间隙不满足设计 要求而发生刮擦是产生疲劳裂纹的主要原因。 

建议通过车磨叶尖、严格控制叶尖径向间隙等 方法,使叶尖径向间隙符合设计要求。

参考文献: 

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<文章来源>材料与测试网 > 期刊论文 > 理化检验－物理分册 > 57卷 > 10期 (pp:43-46)>