空心風(fēng)扇葉片榫頭裂紋原因分析

高志坤，韓振宇，佟文偉，張開闊，李 青

(中國航空工業(yè)沈陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽 110015）

0 引言

風(fēng)扇葉片是目前最常用的航空發(fā)動(dòng)機(jī)——渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的重要部件，從早期的窄弦?guī)辜鐚?shí)心葉片到后期的寬弦空心葉片，風(fēng)扇葉片在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上發(fā)生了重大的變化，相伴而來的是渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能的不斷改進(jìn)與提高。目前，寬弦空心風(fēng)扇葉片已經(jīng)成為先進(jìn)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的標(biāo)志性部件之一，如 PW4084、GE90、TRENT800、F119、M88 － 2和EJ200等發(fā)動(dòng)機(jī)上都采用了寬弦空心風(fēng)扇葉片［1-4］。

某空心風(fēng)扇葉片采用超塑成形/擴(kuò)散連接(SPF/DB)組合工藝制造，材料為TC4鈦合金，葉身進(jìn)行噴丸處理，榫頭不進(jìn)行噴丸處理。為了解該葉片的疲勞性能，研究其破壞模式和失效機(jī)理，驗(yàn)證空心葉片設(shè)計(jì)和加工工藝，對(duì)3片葉片開展了振動(dòng)疲勞試驗(yàn)。試驗(yàn)過程中，空心葉片榫頭部位均出現(xiàn)了宏觀裂紋。本研究對(duì)其中1片葉片榫頭裂紋問題進(jìn)行了全面分析，為避免同類故障的再次發(fā)生提供借鑒。

1 試驗(yàn)與結(jié)果

1.1 宏觀檢查

裂紋位于葉片榫頭部位，呈橫向擴(kuò)展，在葉背和葉盆側(cè)擴(kuò)展長度相近，約為9 mm;榫頭葉背、葉盆側(cè)均有明顯的損傷帶，主要呈灰黑色，并有少量紅棕色銹跡摻雜，榫頭底面局部也有同樣的不均勻損傷;裂紋大部分位于該損傷帶內(nèi)，且靠近上端(圖1)。

圖2為裂紋斷口宏觀形貌。斷口呈灰、黑色，黑色區(qū)有一定的磨損，可見明顯的放射棱線和疲勞弧線，表明斷口為疲勞斷口，斷裂起始于葉背側(cè)距排氣邊端面約5.4 mm處，有多個(gè)小臺(tái)階，呈線性特征。相對(duì)的葉盆側(cè)也有多個(gè)小臺(tái)階，臺(tái)階區(qū)域較粗糙。斷口心部可見一條將葉背和葉盆分開的痕跡，應(yīng)為葉背和葉盆壁板擴(kuò)散焊形成的焊縫。

圖1 榫頭裂紋宏觀形貌Fig.1 Appearance of the crack of the tenon

圖2 裂紋斷口宏觀形貌Fig.2 Fracture surface of the blade

1.2 斷口微觀檢查

在掃描電鏡中低倍觀察，裂紋斷口疲勞源區(qū)局部可見到附著物，形貌見圖3。能譜分析結(jié)果見表1，由表可見附著物除含有葉片基體Ti、Al、V元素外，還有一定量的O、Fe元素，說明附著物應(yīng)為葉片基體和夾具配合產(chǎn)生的剝落物進(jìn)入裂紋斷口形成的。對(duì)疲勞源區(qū)進(jìn)一步放大觀察，呈擠壓形貌，未見明顯的冶金缺陷(圖4)。放大觀察擴(kuò)展區(qū)，大部分呈擠壓形貌(圖5)，擴(kuò)展后期可見到疲勞條帶形貌(圖6)。

表1 能譜分析結(jié)果(質(zhì)量分?jǐn)?shù) /%)Table 1 Results of EDS analysis(mass fraction/%)

圖3 斷口源區(qū)低倍形貌Fig.3 Low-power appearance of source zone

圖4 斷口源區(qū)高倍形貌Fig.4 High-power appearance of source zone

圖5 擴(kuò)展區(qū)形貌Fig.5 Appearance of the fatigue propagation zone

圖6 擴(kuò)展后期疲勞條帶Fig.6 Fatigue striations near the end of propagation zone

1.3 表面檢查

在掃描電鏡下觀察斷口疲勞源區(qū)附近表面，源區(qū)損傷帶呈分層、起皮和剝落形貌(圖7)，能譜分析(表1)表明，損傷帶除含有葉片基體Ti、Al、V元素外，還有大量的O、Fe元素，進(jìn)一步說明損傷帶是由榫頭與夾具磨損產(chǎn)生。向榫頭側(cè)觀察，損傷帶中間區(qū)域有蹭磨、擠壓痕跡(圖8)，形成的“魚鱗”狀塑性變形條帶寬約為20 μm(圖9)，從其塑性變形及痕跡方向判定葉片和榫頭相對(duì)運(yùn)動(dòng)方向?yàn)閺较?。損傷帶距榫頭側(cè)邊緣還可見到明顯的橫向機(jī)械加工刀痕(圖10)，而近葉尖側(cè)未見，表明損傷由榫頭側(cè)向葉尖側(cè)逐漸加重。

圖7 源區(qū)表面形貌Fig.7 Side surface near the crack source zone

圖8 蹭磨、擠壓形貌Fig.8 Appearance of abrasion and extrusion

圖9 “魚鱗”狀塑性變形形貌Fig.9 Appearance of plastic deformation

圖10 機(jī)械加工刀痕形貌Fig.10 Appearance of machining mark

1.4 硬度檢測(cè)

在裂紋斷口附近取硬度試樣，用TH320型全洛氏硬度計(jì)測(cè)定洛氏硬度，結(jié)果為32.2～32.9 HRC，符合相關(guān)技術(shù)要求(≥32 HRC)。

1.5 金相檢驗(yàn)

制取排氣邊側(cè)斷口附近組織試樣，在掃描電鏡下觀察，葉背側(cè)損傷帶內(nèi)發(fā)現(xiàn)一條長約3.5 mm、與主裂紋斷口大致平行的宏觀裂紋，且裂紋內(nèi)存在磨損產(chǎn)物，形貌見圖11;放大觀察，損傷帶表面形成了產(chǎn)物層，在長約3.5 mm裂紋以下產(chǎn)物層內(nèi)發(fā)現(xiàn)多條微裂紋深入基體，其中2條長約35 μm 和24 μm，損傷帶磨損產(chǎn)物層有分層、剝落特征，與表面微觀形貌一致，靠近產(chǎn)物層的基體組織未發(fā)生明顯變化，形貌見圖12。

圖11 葉背側(cè)損傷帶內(nèi)的裂紋Fig.11 Crack in the damage zone at back side

2 分析與討論

從葉片裂紋的宏觀檢查、裂紋斷口分析結(jié)果可以看出:裂紋性質(zhì)為疲勞開裂，與葉片振動(dòng)疲勞試驗(yàn)相符，裂紋疲勞源位于榫頭葉背側(cè)損傷帶(與夾具配合面處)內(nèi)偏上端，呈線性，源區(qū)未見明顯的冶金缺陷，葉片的化學(xué)成分、硬度和組織均符合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求，表明疲勞裂紋的產(chǎn)生與葉片的材質(zhì)和冶金缺陷無關(guān)。

圖12 產(chǎn)物層和基體組織形貌Fig.12 Outcome layer and microstructure of matrix

裂紋源區(qū)及擴(kuò)展區(qū)附著物含有葉片基體成分以外的O、Fe元素，而葉片試驗(yàn)夾具材料為45鋼，說明附著物應(yīng)為葉片和夾具配合產(chǎn)生的產(chǎn)物層剝落進(jìn)入裂紋斷口形成的。源區(qū)附近表面損傷帶產(chǎn)物層呈分層、起皮和剝落特征，能譜分析結(jié)果表明，損傷帶產(chǎn)物層成分與裂紋斷口附著物成分接近，說明試驗(yàn)過程中葉片榫頭與夾具發(fā)生磨損，損傷帶即為磨損產(chǎn)物層。磨損產(chǎn)物層中間表面有蹭磨、擠壓痕跡，從其痕跡方向可以判定葉片和榫頭相對(duì)磨擦運(yùn)動(dòng)方向?yàn)閺较?，形成的“魚鱗”狀塑性變形條帶寬約為20 μm。疲勞源區(qū)及其附近組織檢查表明，葉背側(cè)裂紋斷口附近基體表面產(chǎn)物層厚度不均，有分層、剝落特征，與微觀形貌一致，產(chǎn)物層下方均有深入基體宏觀裂紋和多條微裂紋、且宏觀裂紋內(nèi)存在磨損產(chǎn)物和分叉現(xiàn)象，產(chǎn)物層下方基體組織未發(fā)生明顯變化。綜合以上特征說明，葉片榫頭與夾具配合面發(fā)生了微動(dòng)磨損［5］，微動(dòng)振幅應(yīng)為 20 μm 數(shù)量級(jí)左右;而微動(dòng)作用促使葉片表面萌生大量的微裂紋，在交變應(yīng)力作用下不斷擴(kuò)展，最后形成宏觀疲勞裂紋，該過程也稱為微動(dòng)疲勞［6］。

損傷帶距榫頭側(cè)邊緣可明顯見到橫向機(jī)械加工刀痕，近葉尖側(cè)未見，表明微動(dòng)磨損由榫頭側(cè)向葉尖側(cè)逐漸加重，而主疲勞裂紋源正位于損傷帶上端，并不是一階彎曲振動(dòng)最大應(yīng)力處，進(jìn)一步說明微動(dòng)磨損對(duì)疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展所起的作用。

有報(bào)道［7］稱，微動(dòng)疲勞過程受諸多因素的影響，且彼此間相互聯(lián)系，其中位移幅、接觸壓力、接觸幾何、摩擦系數(shù)是影響微動(dòng)疲勞過程的主要因素，殘余壓應(yīng)力的作用依賴于上述諸因素的變化。接觸壓力對(duì)微動(dòng)疲勞壽命的影響不是單調(diào)變化的，而是存在最小值;微動(dòng)位移對(duì)微動(dòng)疲勞壽命的影響同樣存在最小值。這是由于在微動(dòng)疲勞過程中疲勞與磨損因接觸壓力或位移幅的改變所起作用的權(quán)重不同。接觸幾何從2個(gè)方面影響材料微動(dòng)疲勞行為，一是影響接觸區(qū)應(yīng)力集中狀況，二是影響接觸區(qū)萌生裂紋的有效面積，接觸區(qū)寬度增大，裂紋萌生幾率增加，則微動(dòng)疲勞壽命縮短。噴丸強(qiáng)化的效果受接觸區(qū)磨損及溫升狀況的影響，磨損嚴(yán)重時(shí)，噴丸的強(qiáng)化效果降低，而在應(yīng)力集中嚴(yán)重的條件下，噴丸的強(qiáng)化作用顯著，對(duì)減緩裂紋擴(kuò)展起主要作用。綜合以上因素認(rèn)為，本次葉片榫頭產(chǎn)生微動(dòng)磨損應(yīng)與葉片榫頭幾何特征以及與夾具配合狀態(tài)有關(guān)，具體包括葉片榫頭結(jié)構(gòu)、應(yīng)力狀態(tài)、榫頭加工質(zhì)量、夾具加工質(zhì)量、裝卡載荷選取等方面，同時(shí)與榫頭未進(jìn)行表面處理措施(如噴丸強(qiáng)化等)有關(guān)。

鈦合金耐磨性差，對(duì)微動(dòng)損傷敏感［8］。研究表明:在相同的實(shí)驗(yàn)條件下，微動(dòng)使純鈦疲勞極限降低38%，而使TC4合金下降62%。鈦合金微動(dòng)疲勞強(qiáng)度與其常規(guī)疲勞強(qiáng)度之間不存在完全確定的關(guān)系，鈦合金的常規(guī)疲勞極限越高，對(duì)微動(dòng)就越敏感，微動(dòng)疲勞強(qiáng)度也越低。葉片材料TC4的疲勞強(qiáng)度為398 MPa，本次試驗(yàn)條件下，疲勞壽命未達(dá)到循環(huán)壽命要求，進(jìn)一步說明微動(dòng)磨損對(duì)鈦合金葉片疲勞強(qiáng)度的影響，致使葉片疲勞壽命降低。

3 結(jié)論

1)風(fēng)扇空心葉片榫頭裂紋為微動(dòng)疲勞開裂，疲勞源區(qū)未見材質(zhì)和冶金缺陷;

2)葉片與夾具產(chǎn)生的微動(dòng)磨損是導(dǎo)致葉片過早萌生疲勞裂紋的主要因素，而產(chǎn)生微動(dòng)磨損與葉片榫頭幾何特征、夾具與其配合狀態(tài)及榫頭未采用表面處理措施有關(guān)。

［1］侯冠群.寬弦空心風(fēng)扇葉片制造工藝的發(fā)展［J］.航空制造工程，1994(4):36－41.

［2］侯冠群，尚波生.寬弦空心風(fēng)扇葉片技術(shù)的發(fā)展［J］.航空制造工程，2002(12):50－54.

［3］姜濤，李春光，張兵，等.發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片斷裂失效分析［J］.裝備環(huán)境工程，2011，8(3):18 －22.

［4］姜濤，范金娟，侯學(xué)勤，等.復(fù)合材料槳葉鼓包變形失效分析［J］.失效分析與預(yù)防，2011，6(2):104－108.

［5］張棟，鐘培道，陶春虎，等.失效分析［M］.國防工業(yè)出版社，2005:239－243.

［6］李詩卓，董祥林.材料的沖蝕磨損與微動(dòng)磨損［M］.機(jī)械工業(yè)出版社，1988:130 －141.

［7］劉道新，何家文.微動(dòng)疲勞影響因素及鈦合金微動(dòng)疲勞行為［J］.航空學(xué)報(bào)，2001，22(5):454－457.

［8］陶春虎，劉慶瑔，曹春曉，等.航空用鈦合金的失效及其預(yù)防［M］.國防工業(yè)出版社，2002:186－189.