高压压气机转子叶片断裂分析

李 彦 ，都建京 ,4，陈 星 ,4,*，刘新灵 ,4，李佳佳

（1.中国航发北京航空材料研究院，北京 100095；2.航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京 100095；3.中国航空发动机集团材料检测与评价重点实验室，北京 100095；4.中国航发失效分析中心，北京 100095；5.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都 610500）

0 引言

疲劳断裂是机械装备转动部件发生失效的主要模式。造成航空发动机叶片疲劳断裂失效的原因较为复杂，往往涉及到结构设计、材料、加工制造以及使用环境等。因此，对压气机叶片断裂原因的分析以及系统研究的虽然很多[1-5]，但压气机叶片断裂的案例仍频繁出现，其中一个重要的原因是结构设计细节和由于加工尺寸超差复合作用下出现的结构问题[6]。

发动机高空台模拟试验过程中发生故障，尾喷管出现大量火星。经分解检查发现，压气机第Ⅰ、Ⅱ级转子叶片受损严重，为故障发生的关键部件，其余结构件也均有不同程度损伤。发动机高空台试验27 h 30 min，发动机累积也仅运行了126 h。Ⅰ、Ⅱ级高压压气机转子均为整体叶盘，材料为1Cr12Ni2WMoVNb 钢。

本研究对Ⅰ、Ⅱ级叶盘叶片及其相关件的断口特征和性质进行分析，确认失效肇事件，并分析其断裂原因。

1 试验过程与结果分析

1.1 断裂宏观特征分析

Ⅰ级叶盘中的轮盘部分保存完好，未见明显损伤。31 件叶片全部从叶根处断裂，叶片断口磨损严重，磨损方向与转动方向对应。采用体视镜观察，Ⅰ级叶片中有3 件叶片断口存在较为明显的疲劳特征，其中两两之间的叶片数分别为11、6、11 件，呈等腰三角形分布（图1），且“腰”上叶片数基本为底边叶片数量的2 倍。其他叶片均为过载瞬时断裂。

图1 Ⅰ级叶盘断裂外观示意图Fig.1 Appearance of the first-stage blisk blade

发生疲劳断裂的3个叶片断口宏观特征相似，断口平坦，可见典型的疲劳弧线，从弧线方向可判断断口源区汇聚至叶背宽度方向中部表面，断口呈小线源，源区至进气边、排气边距离分别约为12.2、12.0 mm，裂纹沿叶片厚度方向扩展，扩展区可见大量的疲劳弧线，扩展深度接近叶片厚度，疲劳区大小约为10～17 mm2，其余区域断面粗糙，与疲劳平面呈一定的夹角（图2）。

图2 Ⅰ级叶盘叶片断口宏观特征Fig.2 Macro appearance of the first-stage blade fracture

Ⅱ级叶盘中轮盘部分保存完好，未见明显损伤，41 件叶片全部从叶根处断裂，叶片断口磨损严重，磨损方向与转动方向相对应（图3）。

图3 II 级叶盘外观形貌Fig.3 Appearance of the second-stage blisk blade

采用体视镜观察，Ⅱ级叶盘所有叶片断口在叶背中部表面均可见扩展深度约为0.5 mm 的平坦区域，断口可见弧线特征（图4），呈粗糙大线源，源区宽度约占整个叶宽的1/2，裂纹沿叶片厚度方向扩展，显示为典型的大应力作用下的疲劳裂纹快速扩展特征，其余绝大部分区域均为瞬断区。

图4 II 级叶盘叶片断口宏观形貌Fig.4 Macro appearance of the second-stage blade fractures

图5 机匣内表面击穿位置Fig.5 Breakdown position of inner surface of casing

对与Ⅰ级叶盘疲劳断裂叶片位置对应的机匣外观进行分析。在机匣内表面可见与叶片刮磨和变形的痕迹，另外在机匣上可见2 处击穿现象（图5），击穿长度分别为15、20 mm，且该2 处击穿的弧形夹角与Ⅰ级转子上2个疲劳断裂叶片分布弧形夹角吻合。分析认为，该击穿是Ⅰ级叶片发生疲劳断裂后打伤所致。在与Ⅰ级叶盘另一个疲劳断裂叶片对应的机匣内表面可见周向划伤痕迹。

对收集到的4 件Ⅰ级静子叶片碎块进行宏微观分析可知，4 件静子叶片断口形貌相似，断口较粗糙，呈剪切磨损光亮特征，分析认为Ⅰ级静子叶片均为过载瞬时断裂。

1.2 断口微观观察

对Ⅰ级叶盘发生疲劳断裂的3个叶片断口、Ⅱ级叶盘叶片断口以及Ⅰ级整流叶片断口等经超声波清洗后放入扫描电镜进行观察。

Ⅰ级叶盘3 件疲劳断裂的叶片断口微观形貌相似。源区位于表面，具有小线源特征，3 件叶片断口均可见相对较深的加工刀痕，叶片侧表面也可见深浅不一的加工刀痕，深度分别为1.2、1.7、2.8 μm，且可见多条平行于断口方向沿较深加工刀痕开裂的小裂纹。断口裂纹沿叶片厚度方向扩展，扩展前期可见大量细密的疲劳条带，扩展后期除了可见疲劳条带外，还可见疲劳弧线特征。3 件叶片裂纹扩展深度分别为1.7、1.3、1.6 mm，扩展区较为充分，瞬断区为韧窝特征（图6）。对断口各个区域进行能谱分析可知，断面上除了局部含Al 元素外，未见其他异常。

图6 I 级叶盘叶片断口典型微观形貌Fig.6 Microcosmic appearance of first-stage blisk blade fracture

Ⅱ级叶盘所有叶片均断裂于叶片根部，均可见疲劳特征。Ⅱ级叶盘叶片的疲劳源区位于叶背叶宽中部表面，呈大线源特征，源区未见明显的冶金缺陷，源区侧面可见打磨痕迹，裂纹沿厚度方向扩展；扩展区可见大量相对较宽的疲劳条带，扩展中后期疲劳条带宽度达到了4 μm，可见裂纹扩展速率较高，裂纹扩展深度也仅为0.5 mm，呈现出大应力作用下裂纹快速扩展特征；瞬断区为韧窝特征。对Ⅱ级叶盘叶片的断口各个区域进行能谱分析可知，除了疲劳扩展后期可见一定量的Al 元素外，其他位置未见明显异常。

Ⅰ级整流叶片断口整个断面均为韧窝特征，可知Ⅰ级整流叶片为过载断裂。

1.3 金相分析

对Ⅰ、Ⅱ级叶盘的叶片和轮盘部分分别制取金相试样，磨制、抛光、腐蚀后进行金相组织观察和晶粒度检查。由结果可知，Ⅰ、Ⅱ级叶盘组织均匀，均为马氏体组织，晶粒度均为7～8 级（图7），符合晶粒度不大于5 级的要求。

图7 叶盘叶片金相组织Fig.7 Metallurgical structure of blisk blade

1.4 硬度测试

对Ⅰ、Ⅱ级叶盘叶片和轮盘分别制取硬度试样进行维氏硬度测试，并根据GB/T 1172—1999《黑色金属硬度及强度换算值》换算成布氏硬度，叶片、轮盘硬度平均值分别为HBS 366、357、352、354，均符合技术要求（HBS 321～401），且位于技术标准的中值区间。

1.5 粗糙度测试

对Ⅰ级叶盘中发生疲劳断裂的叶片、叶根、叶宽中部表面进行粗糙度测试，表面粗糙度平均值为0.633～1.482 μm，大多超出了技术条件（Ra≤0.8 μm）要求。

1.6 力学性能测试

由于尺寸限制，只在Ⅰ级叶盘轮盘上参照《力学性能测试图册》截取并加工2 件非标力学性能试样（M2504−N014），进行拉伸性能测试，结果符合技术要求。

2 分析与讨论

依据以上试验结果，综合分析可知：

1）Ⅰ级叶盘所有叶片均断裂于叶片根部，其中3 件叶片断口存在疲劳特征，两两之间的叶片数分别为11、6、11 件，呈等腰三角形分布，符合结构性疲劳裂纹萌生扩展和断裂的基本特征[7-8]。

2）3 件Ⅰ级叶盘叶片疲劳断裂于叶根表面处，叶片均沿厚度方向扩展，扩展较充分，裂纹扩展深度分别为1.7、1.3、1.6 mm，远高于Ⅱ级叶片疲劳裂纹深度，3 件Ⅰ级疲劳叶片分布位置与机匣损伤击穿位置相对应。结合以上结构特征和断口宏微观特征，可以判断Ⅰ级叶盘的3 件疲劳叶片为首断件[9-12]，为一弯振动应力所致；Ⅱ级叶盘叶片为系统失稳后大应力快速疲劳断裂，为受害件。

3）3 件Ⅰ级疲劳叶片微观可见典型的疲劳条带，源区侧面未见明显的冶金缺陷，但可见明显的加工痕迹。叶片表面粗糙度平均值为0.633～1.482 μm，部分超出技术要求，会导致疲劳强度降低。

4）叶盘叶片组织均匀，晶粒度、硬度以及力学性能均符合技术要求，与叶片发生疲劳断裂无关。

Ⅰ级叶盘3 件疲劳叶片呈等腰三角形分布，且腰上叶片数基本为底边叶片数量的2 倍，规律性较强，分析认为，理论上可能出现5个位置共振疲劳裂纹（图8），实际上却只出现其中3 处疲劳断裂，可能与各叶片表面质量存在一定差异有关。因此，分析认为Ⅰ级叶盘叶片断裂主要与承受较大的一阶弯曲共振应力有关。

设计人员根据断裂特征，对叶片结构尺寸进行进一步分析发现，压气机第一级叶盘叶片叶型厚度超差，使得K=3 激起的一阶弯曲共振转速更靠近慢车转速区域；疲劳断裂叶片在裂纹萌生处存在明显的横向加工痕迹，降低了疲劳性能。

图8 I 级转子叶片疲劳叶片分布规律Fig.8 Fatigue blade distribution in the first-stage rotor blades

3 结论

1）Ⅰ级叶盘叶片中3个叶片断裂性质为疲劳断裂，为首断件；Ⅱ级叶盘所有叶片均为疲劳断裂，为受害件。

2）Ⅰ级叶盘叶片断裂与承受较大的共振应力有关，压气机第一级叶盘叶片叶型厚度超差，使得K=3 激起的一阶弯曲共振转速更靠近慢车转速区域；疲劳断裂叶片在裂纹萌生处存在明显的横向加工痕迹，降低了疲劳性能。

3）叶片表面较明显的加工损伤以及粗糙度较大对Ⅰ级叶盘叶片断裂起到促进作用。

4）Ⅰ、Ⅱ级叶盘组织均匀，晶粒度和硬度以及力学性能符合要求，叶片的疲劳开裂与此无关。