某飞机尾喷管叶片断裂失效分析

某飞机尾喷管叶片断裂失效分析

0发动机离地及地面开车导致叶片断裂发动机叶片是飞机的重要部件，其工作环境非常差，因此失去的概率也相对较高。在叶片误差损失的情况下，由于超温，叶片误差损失的比例不最高，但非常有害。如果叶片在时间的推移下发生变化，其他叶片就会中断，整台发动机也无法工作。某飞机在完成地面通电检查、9min地面开车、武器系统的检查和加载后飞机离地,在离地约3s时,某发动机尾喷管出现大量油雾,随后出现火焰,紧急停车。对此发动机分解检查,发现燃气涡轮一、二级叶片全部断裂,在尾喷管及相关机匣内表面存在大量的金属附着物。此发动机从启动到停车持续时间为16min40s。叶片材质为GH710变形高温合金。针对叶片超温对断口以及组织的影响目前报道较少,对燃气叶片断口和组织进行分析,确定其失效原因,从而为此类失效故障的研究和预防提供借鉴。1试验过程和结果1.1宏观断口小刻面燃气一、二级盘全部叶片断裂位置一致,均在叶片中部(高温工作区)断裂,且叶片断口的宏观形貌一致,整个断口较粗糙,整体呈深黑色,整个宏观断口都可见反光小刻面(图1)。1.2晶体结构表面特征将燃气一级盘叶片断口超声清洗后放入扫描电镜下进行观察。燃气一级盘叶片断口均为沿晶断裂特征(图2)。高倍下可见沿晶表面并不干净,存在明显的熔融和氧化现象(图3),断面的沿晶晶界处存在呈链状分布的复熔球(图4)。燃气二级盘叶片断口特征与一级盘叶片断口特征相似,沿晶断裂,在叶片排气边和进气边都存在明显氧化现象。断口上局部可见类似自由表面似的熔融特征,而在这些晶粒的熔融表面上可见熔化后重新析出的二次枝晶,另外在晶界处也存在复熔球(图5)。1.3纵向金相组织中断口沿垂直燃气一、二级涡轮盘叶片断口切取并磨制金相试样,进行金相观察。可见,靠近断口端存在明显的沿晶开裂现象(图6)。从高倍金相组织上看,靠近断口端γ′相发生回熔,而远离断口处也即叶片根部的组织γ′相仅存在轻微的球化现象,为正常组织(图7)。燃气二级盘叶片纵向金相试样组织中断口附近也可见明显的沿晶开裂和过烧现象(图8),高倍形貌可见沿晶裂缝中存在熔化液膜层(图9)。另外对比断口附近以及远离断口两处的金相组织可知,靠近断口部位高倍组织未见明显的γ′相,可知其γ′相发生回熔现象,而远离断口端即叶片根部金相组织中γ′相清晰可见(图10)。1.4部分样品的能谱分析检查发动机叶片断裂情况时,发现燃气一级导向器及尾喷管内壁上均存在厚度不等的附着物。附着物进行能谱测试,其检测结果见表1。可知,其附着物成分元素与叶片材料的元素相似,其中的C、O是由于环境以及氧化造成的。由此可知,附着物是叶片断裂熔融物甩出后粘附在导向器内壁上所致。2高温高温下叶片组织过烧特征从该GH710的燃气涡轮盘叶片断口特征来看,断口为沿晶断裂,且沿晶面上都存在氧化现象,另外沿晶界上附着的熔融球、晶界上存在液膜以及晶粒上的二次枝晶等现象都说明失效件在异常高温下工作,出现过烧现象。另外从其横向和纵向金相试样组织来看,靠近断口处的γ′相较少且尺寸比较小,有些甚至γ′相已经不可见,而远离断口的叶片根部则为正常的γ+γ′相组织。说明靠近断口处温度过高,γ′相发生回熔,这些特征充分说明叶片局部已经过烧。发动机在使用过程中,由于非正常工况下引起的短时超温而使零件遭受过热或过烧损伤的现象称为热损伤,经历了超温状态时,可严重地损害涡轮叶片的组织,超温对涡轮叶片显微组织中的γ′相以及次生碳化物影响最大,在叶片中出现初溶区和γ′相急剧熔解等明显过烧的特征。遭受热损伤的叶片极易发生断裂,其断口主要特征有断面呈深黑色,氧化严重。当叶片在远超过规定工作温度下工作时,一方面使晶界强度急剧弱化,另一方面会加速氧化,导致叶片很快出现沿晶开裂,同时断口晶界发生熔化,出现复熔球、二次枝晶等特征。另外组织上特别是进气边高温区内组织出现γ′相变圆长大,严重时发生回熔并析出细小的二次γ′相,γ+γ′共晶相出现初熔合晶界变粗、熔化等现象。超温运转可根据其严重程度分为过热超温和过烧超温,当叶片承受的温度超过材料的最高允许温度但未超过材料的固相线时,则为过热超温,此时叶片组织状态表现为γ′相聚集长大和回熔;当叶片承受的温度超过其材料的固相线时,则为过烧超温,此时叶片材料的组织状态表现为γ+γ′共晶组织和晶界出现初熔。该失效叶片断口有由于熔化而出现的典型的复熔球和二次枝晶组织、组织上晶界出现初熔等特征表明为过烧超温;而按超温时间的长短可分为短期超温和长期超温,但从断口以及金相组织上看,晶粒均未出现明显的长大,说明叶片经历的高温时间并不是很长,即叶片承受的是短时高温。γ′相的固溶温度随着合金中的γ′相的增加而增加,也随着γ′相形成元素含量的增加而增加,低的γ′相形成因子的变形合金,γ′相完全熔解温度在900～1200℃范围内,而高的γ′相形成因子的铸造高温合金,γ′相完全熔解温度在1200℃以上。GH710为镍基高温合金,其可承受的最高工作温度为980℃左右。γ′相开始熔解的温度约为1130℃,断裂叶片有二次枝晶以及复熔球的出现、高温处金相组织发生变化,γ′相完全熔解,可见燃气涡轮叶片实际工作温度远超出正常工作温度,从组织过烧特征推测其高温区实际最高工作温度应该超过了1200℃。在这样高的工作温度下,合金的主要强化相γ′相在很短的时间内便会完全熔解。合金产生过热或过烧,强度和塑性急剧下降。研究证明:当发动机温度场不均匀时,叶片局部区域承受1200℃以上的高温,叶身在热膨胀以及外部结构的约束下,在内部产生极大的热应力,当这种热应力的水平超过材料的屈服强度时,叶身便产生塑性变形;超过强度极限,叶身发生断裂。可见,叶片的变形和断裂是热应力和机械应力作用的结果,而这种导致叶片变形和开裂的热应力,主要来源于叶片的超温作用;因此,超温过热或过烧是导致叶片变形和裂纹的主导因素。3叶片高温区实际高温下高温时间的确定1)燃气涡轮一、二级叶片为沿晶脆性断裂;2)叶片断