航天发动机涡轮叶片失效分析

1、航空发动机涡轮叶片失效分析涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一， 高温 1600-1800 度长期工作、 要承受 300米/ 秒左右的风速、高负荷根据作用力的大小确定、结构复杂的 典型热端机械构件， 它的设计制造性能和可靠性直接关系到整台发动机的性能水 平耐久性和寿命。 为了提高发动机的推重比， 叶片设计时常采用比强度高的新材 料；采用先进复杂的冷却结构及工艺；降低工作裕度等措施来实现。因此，研究 涡轮叶片失效分析对提高发动机工作平安及正确评估叶片的损伤形式和损伤程 度有重要意义。1. 涡轮转子叶片结构特点现代航空发动机多处采用多级轴流式涡轮。涡轮叶片具有气动力翼型型 面，为了使燃气系统排出的

2、燃气流竜在整个叶片长度上做等量得功， 并保证燃气 流以均匀的轴向速度进入排气系统从叶根到叶尖有一个扭角， 叶尖处的扭角比叶 根处要大。涡轮转子叶片在涡轮盘上的固定方法十分重要，现代大多数燃气涡轮发 动机转子都采用“枞树形榫齿。 这种榫齿精确加工和设计， 以保证所有榫齿都 能按比例承受载荷。 当涡轮静止时， 叶片在榫槽内有一定的切向活动量； 而当涡 轮转动时，离心力将叶根拉紧在盘上。涡轮叶片材料是保证涡轮性能和可靠性的根底，涡轮叶片早期是用变形 高温合金， 采用锻造的方法制造。 由于发动机设计与精铸技术的开展， 发动机涡 轮叶片从变形合金开展为铸造合金从实心开展为空心， 从多晶开展为单晶， 从而

3、 大大提高了叶片的耐热性能。 由于镍基单晶超合金具有卓越的高温蠕变性能已成 为制造航空发动机热端部件的重要材料。涡轮叶片的工作条件和受力分析2. 叶片的工作条件涡轮叶片时直接利用高温高速燃气做功的关键部件，温度高负荷大应力 状态复杂工作环境非常恶劣。 涡轮叶片在高温燃气的工作条件下， 高温氧化和燃 气腐蚀那么是其主要的外表损伤形式。 氧和硫是影响镍基合金高温合金氧化抗力最 有害的两种元素。氧化晶界扩散与晶界上的Cr。Al. 0和Ti等元素发生化学反应形成氧化物， 然后氧化物开裂， 使疲劳裂纹萌生与扩展。 硫以引起晶界脆化的 方式加速疲劳裂纹的萌生与扩展0涡轮转子叶片在工作中一直处于高温工作状态

4、，因此热疲劳和高温蠕变 性能也是涡轮转子叶片的重要失效抗力指标0涡轮转子叶片主要是共振，在一般情况下很少出现颤振。3. 涡轮转子叶片受力分析发动机在工作时，作用在涡轮转子叶片上的力主要有以下几种：叶片自 身质量产生的离心力；作用在叶片上的弯曲应力；热应力；振动应力。叶片自身质量产生的离心力涡轮叶片任一垂直于叶片轴线横截面上的离心拉应力，等于该截面上的 离心力沿叶片轴线方向的分量与截面面积之比。 常用数值积分法求不同截面上的 离心拉伸应力，将叶片分成n段，从叶尖到叶根有0, 1, 2, ,n,共n+1个截面，该叶片第 i 个截面面积为 Ai 那么该截面上的离心拉伸应力为3-1 叶片分段愈小, 计

5、算结果就越精确。 离心拉伸应力在叶尖截面处为零。 向叶根方 向逐渐增大,根部截面的离心拉伸应力最大。作用在叶片上的弯曲应力燃气驱动涡轮转子叶片,有很大的横向其体力作用在叶片上,从而产生 弯曲应力,还会引起扭转应力。假设转子叶片各截面重心的连线不与 z 轴重合, 那么叶片旋转时产生的离心力还将引起离心力弯矩。 作用在转子叶片某一截面上的 总弯矩应等于作用在该截面上的气体力弯矩和离心力弯矩的代数和热应力对于涡轮叶片转子,不仅工作温度高,而且叶型厚度变化大。在燃气的 冲击下,会产生很大的热应力。此外。发动机工作状态的变化,使叶片的温度也 随之变化, 尤其在启动停车时温度变化更为剧烈。 在发动机使用过

6、程中, 每启动 和停车一次, 涡轮叶片上就会出现一次交变的热应力。 一般可用以下公式进行简 单的计算(3-3)式中 零件指定部位热应力 ;E材料的弹性模量;材料的热膨胀系数；受热部件指定部位的温度变化梯度。热应力对涡轮转子叶片强度的影响是不可无视的。一方面材料的力学性 能随温度升高而降低， 另一方面叶片上的某些部位总应力将增大， 这就使叶片的 平安裕度明显下降。 为了提高涡轮叶片的平安裕度应采取措施减小热应力， 其中 包括：1 。在满足气动性能的前提下， 尽量减小叶片的厚度差， 特别是排气边缘 不可过薄。有时可将叶片设计成空心的，以使壁厚尽可能均匀。2 。采取适当的冷却方法， 使叶片的温度下降

7、， 温差减小， 以降低热应力。3 。选用导热性能好的叶片材料， 使叶片上的温度分布尽快趋向均匀， 以 减少热应力。振动应力由于气流的扰动等原因会激起叶片振动，使叶片产生交变的弯曲应力和 扭转应力。 大量失效分析结果说明， 涡轮叶片的断裂失效， 大多数是由于在离心 应力的根底上叠加了振动应力所致。下一局部将单独讨论。4. 转子叶片的振动类型及其特征转子叶片在工作状态下要承受大的离心应力载荷，如果再叠加上非正常 工作情况下引起的振动交变载荷那么极有可能导致叶片早起疲劳断裂失效。 大局部 转子叶片的疲劳断裂失效均与各种类型的振动有关。转子叶片的震动分类与根本振型涡轮叶片在实际工作中出现振动，按振动的

8、表现形式分，主要有强迫振 动、颤振、旋转失速和随机振动四种；按照叶片振动里的来源分，有强迫振动和 自激振动；按作用在叶片上的应力分有振动弯曲应力和扭转应力。对于实际叶片振动分析， 主要是自振频率、 振型、 振动应力和激振力的来源四个 因素。在一般清快下，频率越高，振幅越小，危险性也就越小，大幅低频振动最 为危险。振型是指叶片以某阶自振频率振动时，叶片各局部的相对振动关系。典 型的振型有一弯、二弯、三弯和一扭、二扭等。对于涡轮转子来说，主要是一弯 和一扭振型。尾流激振在发动机环形气流通道中存在障碍物，当叶片转子经过这些障碍物时， 叶片所受的气动力将有所改变， 会引起激振力。 火焰筒出口流场分布是

9、不均匀的， 对于涡轮转子会产生类似于均布障碍物的影响也会引起激振力。颤振颤振属于自激振动，叶片的振型与频率都与尾流激振大致相同，它与强 迫振动不同之处在于它不伴有任何带频率的激振力。 颤振的频率根本上由叶片本 身的几何尺寸和材料性质所决定，因而称为“自激振动。颤振有亚音速失速、亚音速非失速、超音速失速、超音速非失速及堵塞 颤振等。叶片自激振动时必然要从气流中吸取能量， 以补偿震动的阻尼场。 发生 颤振的必要条件是气流攻角大于临界攻角， 叶背气流别离引起升力变化， 导致颤 振。 颤振多发生在压气机转子叶片，而涡轮转子叶片很少见到 颤振。颤振的危害性很大， 可在极短时间内使叶片发生断裂失效， 而且

10、往往使一 个扇形面内的多个叶片断裂。随机振动随机振动在各个频率下都有激振力，这些激振力作用在叶片上，会引起 叶片普遍的强迫振动， 而在某几个频率下引起共振， 这几个频率就是叶片的自振 频率。随机振动的激振源是强大的噪声， 故又将此引起的叶片疲劳成为噪声疲劳， 噪声源是叶片对气流的干扰和气流燃烧。 噪声越大，激振力越强， 叶片受损可能 性越大。5. 叶片的失效模式分析叶片产生失效的主要原因，归纳起来主要包括：热疲劳在内的低循 环疲劳。 振动引起的高循环疲劳， 高温长时间载荷作用下的蠕变变形和蠕变应力 断裂，高温燃气冲刷腐蚀和氧化、 以及外物损伤等。 转子叶片的失效模式随工作 条件的不同而有所不同

11、，主要是外物损伤、变形伸长和断裂三种失效形式。叶片的外物损伤失效主要表现为凹坑、掉块、表层剥落、弯曲变形、裂 纹和折断等。其中凹坑、裂纹等损伤往往会成为腐蚀和疲劳断裂的初因。转子叶片变形伸长失效的直接后果是叶身与机匣相磨，降低发动机的使 用可靠性。其主要原因有：材料选用不当或热处理工艺不当使叶片的屈服强度偏 低；叶片工作温度过高，是叶片强度降低；或者发动机超转，造成离心力过高。 叶片变形失效在实际使用中出现的概率较低。 判断叶片是否发生变形伸长的主要 依据是检查机匣有无磨损的痕迹或检查叶片是否由于使用温度过高而发生蠕变。转子叶片出现断裂失效的概率最高，其危害性也最大，往往是一个叶片 折断而打坏

12、其他叶片， 乃至使整台发动机无法工作而危及飞行平安。 除因外物撞 击造成叶片瞬时过载断裂外， 绝大多数是由于各种原因引起的不同类型的疲劳断 裂失效。叶片疲劳断裂失效主要是因为离心力叠加弯曲应力引起的疲劳断裂、由 振动环境引起的颤振， 扭转共振、 弯曲振动疲劳断裂以及由环境介质以及接触状 态引起的高温疲劳、 微动疲劳和腐蚀损伤导致的疲劳断裂。 但由于叶片工作环境 的复杂性，叶片实际的疲劳断裂往往并非上述某一模式。而是多种情况的叠加。叶片的低周疲劳断裂失效转子叶片在实际运行过程中， 一般情况下不容易出现低周疲劳断裂失效， 但在以下三种情况下，会出现低周疲劳断裂失效：1. 叶片危险截面上所受的正常工

13、作应力虽低于材料的屈服强度，但当危 险截面附近存在范围较大的严重区域性缺陷。 在该区域中的缺陷使附近的较大区 域内的盈利超过材料的屈服强度而产生大范围的塑性变形， 在此情况下叶片会出 现低周疲劳断裂失效。2. 由于设计考虑不周是叶片危险截面上局部区域的工作应力接近或超过 材料的屈服强度， 且危险截面处存在不必要的缺陷， 那么叶片会提前出现低周疲劳 断裂失效。3. 当转子叶片出现如颤振、共振、超温等非正常情况，叶片的危险截面 上的整体应力水平该于材料的屈服强度，叶片也会出现低周疲劳断裂失效。低周疲劳断裂失效大都与设计因素有关，大多出现在叶片根部附近，典 型的叶片低周疲劳断口上一般不存在明显的疲劳

14、弧线。叶片扭转共振疲劳断裂失效叶片扭转共振疲劳断裂失效一般为高周疲劳断裂失效。具有如下典型特 征：1. 发生在扭转共振节线上的掉角；2. 叶片疲劳断口上存在的疲劳弧线清晰可见，但疲劳线条非常细密。3. 断裂一般始于叶背，向叶盆扩散，疲劳区占据大局部断裂面面积。4. 叶片的断裂均起源于电腐蚀坑或外物打伤处叶片扭转共振疲劳断裂有两个重要因素，一是出现扭转共振，而是叶片 外表普遍存在的点腐蚀或遭受到外物打击。叶片的弯曲振动疲劳断裂失效弯曲振动疲劳断裂失效也是叶片常见的断裂失效，且通常为高频失效， 其断裂循环周次N，对于涡轮叶片一般N在105106之间。叶片的疲劳断裂位 置与弯曲振动振型密切相关。 在

15、弯曲振动引起的疲劳断裂失效中， 一弯振型最为 常见，且危害性大。这是因为一弯振动出现在叶片根部，振动应力值最高，离心 力也大。当叶片出现一阶弯曲共振时， 由于弯曲振动应力的作用， 叶片有可能出 现断裂疲劳失效。 为防止叶片在叶身处出现疲劳断裂失效的最有效方法就是防止 叶片出现一弯共振， 即控制叶片的静频， 同时可以考虑增加叶片的振动阻尼， 有 效地抑制叶片的震动。另外，可以从控制冶金材质、外表、加工工艺等方面采取 措施，以提高叶片的疲劳抗力。转子叶片的高温疲劳与热损伤疲劳断裂失效涡轮转子叶片是在高温环境下工作，承受温度交变和应力交变作用，因 而有可能出现蠕变损伤和疲劳损伤。 工程上将因蠕变与疲

16、劳发生作用而导致的断 裂失效称为高温疲劳断裂失效。转子叶片出现断裂失效必须同时具备以下三个条件时，才可以判断为高 温疲劳断裂失效： 1叶片疲劳断口的源区呈沿晶断裂特征； 2叶片断裂处的温度超过材料的临界蠕变温度； 3叶片疲劳断裂处只承受呈方波形状的离心拉伸应力，其手里水平超过临界值，即超过材料在该温度下的蠕变极限或疲劳极限。一般情况下转子叶片很少出现高温疲劳断裂失效。但涡轮转子在实际应 用中因热损伤出现的疲劳断裂失效那么较为常见。 发动机在使用过程中， 由于非正 常工况如喘振、进气道畸变、燃油调节不良、喷油雾化不良及操作失误等引 起短时间超温而使零件受过热或过烧损伤的现象称为过热损伤。 遭受热

17、损伤的转 子叶片易发生疲劳断裂。由热损伤引起的疲劳断裂根本特征如下： 1叶片断裂部位通常在叶片的最高温度区内，断面垂直于叶片轴线； 2断裂起始于叶片进气边边缘，源区断面呈深黑色，氧化严重，扩展区断面较平坦，颜色明显不如源区深，有疲劳弧线，瞬断区4对沃尔沃转子叶片出现热损伤疲劳断裂失效的原因是发动机在超过规定温度的情 况下运转造成的， 根据其严重程度可以分为过热超温和过烧超温。 还可以根据时 间长短分为短期超温和长期超温。 短期朝闻是指时间在几秒钟到几分钟之内， 其 产生原因主要是发动机喘振， 进气道畸变或操作失误等情况； 长期超温时间一般 在几十分钟以上， 主要产生原因是由于发动机温度裕度缺乏

18、， 燃油雾化不良或燃 油调节器故障等。转子叶片微动疲劳断裂失效当两个零件的接触外表之间存在法向压力并做小幅值的相对滑动时，由 于机械和化学的联合作用， 会产生包括微动疲劳、 微动磨损、 微动腐蚀在内的微 动损伤。 微动疲劳产生微裂纹、 微动磨损改变尺寸而丧失正常的配合关系， 以及 微动腐蚀引起的外表腐蚀损伤等都会大大降低零件的疲劳抗力。 同时微动损伤部 位在两零件的外表接触处， 不分解很难进行有效的监控和检测。 在微动过程中对 微动损伤起作用的主要参数有：1. 匹配零件两接触面之间的相对滑动幅值与频率；2. 两接触面间应力大小、方向及其变化；3. 匹配零件的材料及接触外表的状态；4. 两接触面

19、间的温度及环境。这些参量的相互作用及影响不同，微动损伤的表现形式也不同，其中以 微动疲劳损伤对构件的疲劳寿命影响最大。由微动损伤引起的疲劳断裂失效有如下两种情况：1. 戴冠叶片的叶冠微动磨损引起叶冠之间的间隙增大，使叶片所受的振 动应力、扭转应力也相应的增大， 当其综合应力超过允许值时， 就会在叶片的危 险截面处出现疲劳断裂。2. 转子叶片与轮盘的榫头连接处， 结合面之间往往存在微小的相对滑动， 极易出现微动磨损伤面导致疲劳断裂失效。由于航空发动机转子叶片与轮盘在工作过程中存在着温度滞还，叶片和 轮盘连接处不能采用过盈固装的方法来减小与防治微动， 因此在其连接接触面之 间存在相对滑动是必然的。

20、 在这种情况下，为了防止或减小二者之间的微动损伤， 一般可采取以下措施：1. 合理选材，尽量使叶片与轮盘材料的线膨胀系数相接近，或选用膨胀 系数低的材料；2. 在微动外表造成剩余压应力，如采用喷丸，冷滚压等措施；3. 在微动接触面上镀银或涂以干膜润滑等；4. 根据材料的线膨胀系数，正确控制装配间隙。叶片腐蚀损伤疲劳断裂失效涡轮转子叶片在环境中，往往易遭受化学或电化学腐蚀损伤，其主要损 伤形式有点腐蚀、应力腐蚀、晶间腐蚀、剥蚀和高温腐蚀等。如果转子叶片外表 遭受上述形式的腐蚀损伤正好处在叶片的最大应力部位， 那么疲劳裂纹往往会在这 些损伤处萌生， 从而大大降低叶片材料的疲劳强度。 涡轮叶片的高温

21、腐蚀损伤主 要有高温氧化、热腐蚀、碳化和烧蚀等。6. 涡轮叶片失效的诊断技术涡轮叶片常见的检测技术有机上孔探检测、修理车间检测前的预清洗、 叶片完整性检测以及无损探伤。机上孔探检测涡轮叶片的机上孔探检查，就是利用发动机涡轮机匣壳体上的探视孔， 使用孔探仪， 对涡轮叶片进行可视检查。 这种技术不必分解发动机， 在飞机上就 可以进行，简单快捷。孔探检查可以有效发现涡轮叶片的烧熔、腐蚀、掉块、裂 纹、积炭和冷却孔堵塞等损伤缺陷情况， 从而有助于了解、 掌握涡轮乃至整台发 动机的技术状态和健康状况， 完全彻底的检查出涡轮叶片部位的危及飞行平安的 故障隐患、保证发动机正常可靠运转。修理车间检测前的预清洗

22、处理涡轮叶片外表粘附有燃料燃烧后的沉积物以及涂层和经高温氧化腐蚀后 产生的热蚀层， 一般通称为积炭。 由于积炭增加了叶片的厚度， 改变了叶间原有 的燃气通道，致使涡轮效率下降；另一方面，热蚀层会降低叶片的机械强度；同 时积炭叶也掩盖了叶片外表的损伤， 不便于检测。因此叶片在进行监测和修理前， 要进行除积炭清洗。叶片完整性检测以前，通常用角规、卡尺等“硬测量仪检测航空发动机涡轮叶片的叶 身尺寸，虽然技术简单易行，但存在易检测者人为因素的影响，检测精度低，检测效率低等缺点。 后来，在坐标测量机的根底上， 编制微机控制自动检测所用的 应用软件， 开展研制了检测涡轮叶片的叶身几何形状的坐标测量系统，

23、自动检测 叶身的几何形状， 并于标准叶型进行比拟自动给出偏差检测结果， 来判断叶片的 可用度和所需采用的修理手段。尽管各种制造商的坐标测量机所采用的具体技术有所差异，但都有以下 共同特点：自动化程度高；检测速度快，通常一个叶片在 1min 内检测完毕；检 测结果精度高；软件可扩充性好， 只要改变标准叶型数据库就可以适合不同型号 的叶片检测。无损检测在实际检测中，目视检测是最简单的也是最常用的方法，它可以发现叶 片外表较明显和尺寸较大的损伤， 但具有很大的认为不确定因素， 检测误差较大； 光学显微检查可发现叶片外表较细微的裂纹； 磁粉、涡流、 渗透着色等无损检测 技术手段也已广泛应用到涡轮叶片的

24、检测中。但较为先进的是用超声波和 CT检 测叶片结构完整性。7. 提高涡轮叶片强度的几种措施在涡轮叶片材质一定，即叶片固有疲劳强度一定的情况下，叶片的抗疲 劳性能首先决定于其外表状态， 因为材料外表层的晶格缺陷数目、 组织以及化学 成分的不均匀性远高于叶片的中心， 因此，在涡轮叶片外表形成一个高承载能力 的外表层对提高涡轮叶片的疲劳强度有重要意义。合理选材叶片疲劳强度是由材料的成分及其内部组织状态所决定的，不同的材料 具有不同的固有疲劳强度。在选择锻、铸造叶片的材料时，应选用纯度高、缺陷 小、晶粒均匀、晶粒度适当的高疲劳强度材料，确保涡轮叶片的固有疲劳强度。改进工艺工艺因素对涡轮叶片疲劳强度的影响远大于尺寸因素的影响。先进、合 理的工艺流程可以使叶片的疲劳性能稳定、并提高叶片的承载能力。锻、铸造工艺为了提高叶片的锻、铸造质量，因此在锻、铸造过程中要注意以下工作 参数的选择： 1浇注温度的选区应以使型壳得到良好的填充和保证铸件获得最少的疏松为原那么 2型壳温度的选择应与浇注温度相配合 3冷却速度。 影响叶片蠕变性能的主要因素是铸造条