壓氣機轉子葉片葉根斷裂故障分析

劉國庫，劉　冬（.海軍駐沈陽地區發動機專業軍事代表室，沈陽005；.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽005）

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壓氣機轉子葉片葉根斷裂故障分析

劉國庫1，劉冬2
（1.海軍駐沈陽地區發動機專業軍事代表室，沈陽110015；2.中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

摘要：針對某型燃氣輪機磨合試車過程中出現的壓氣機轉子葉片葉根斷裂故障，利用故障樹的排查方法，從材料、設計、工藝、冶金、實物加工、裝配、使用等方面進行了詳細的排查，對測量數據進行了深入分析，明確了轉、靜子碰摩是故障發生的主要原因，轉、靜子不同心導致涂層和蜂窩發生偏摩，以及轉子葉片根部的加工痕跡明顯促進了故障的發生。針對故障原因，提出了控制裝配和葉片加工質量、改進磨合程序、加強葉片檢查的改進措施，使故障得以解決。

關鍵詞：轉子葉片；斷裂；碰摩；偏摩；故障分析；壓氣機；燃氣輪機

引用格式：劉國庫，劉冬.壓氣機轉子葉片葉根斷裂故障分析[J].航空發動機，2016,42（3）：93-97.LIU Guoku,LIU Dong.Fracture failure analysis for blade root of compressor[J].Aeroengine,2016,42(3):93-97.

0　引言

壓氣機是發動機的重要組成部分，其主要作用是提升來流壓力和溫度[1-2]。發動機工作時，壓氣機轉子高速旋轉，轉子葉片除承受氣動負荷外，主要承受離心載荷[3]。在過渡態時，由于靜子機匣和轉子的變形不協調，轉子葉片葉尖與靜子機匣會發生碰摩，轉子葉片還會受到碰摩沖擊力作用[4-5]。

壓氣機轉子葉片受力情況復雜，葉片斷裂故障是發動機研制過程中的常見故障。葉片斷裂，輕則打傷其它葉片，重則使整臺發動機報廢。因此，研究葉片斷裂故障發生的機理，提前采取措施，避免故障的發生非常必要。

本文對某型燃氣輪機（以下簡稱燃機）在磨合試車過程中發生的壓氣機第4級轉子葉片葉根斷裂故障進行分析，從材料、設計、工藝、冶金、實物加工、裝配、使用等方面開展工作，分析故障產生的機理和原因，提出排除故障的措施。

1　故障概述

某型燃機經由航機適應性修改設計，主要用作中國艦船的動力裝置。其壓氣機結構繼承了航機結構，針對燃機特殊要求進行了適應性修改設計。

其中1臺燃機在試車臺進行磨合試車時，在升轉過程中突然出現失穩，并有異響，隨后將燃機拉停。停車后搖轉發現壓氣機轉子和動力渦輪轉子均卡滯。將燃機下臺分解后發現，壓氣機第4級轉子葉片有1片從葉根處斷裂，第4級及后面級葉片打傷、變形。斷裂葉片形貌如圖1所示。在壓氣機、燃燒室、渦輪部件及排氣裝置處發現金屬屑。至故障發生時，該臺燃機共試車1 h12 min。

圖1 第4級轉子葉片斷裂

故障發生時的試車曲線如圖2所示。從圖中可見，前、后機匣振動突增約1 s后，壓氣機出口壓力急劇降低。從試驗數據分析，燃機首先發生葉片斷裂，進而引起壓氣機失穩。

圖2 試車曲線

2　類似故障

經查，該燃機的原型航機也曾在發動機磨合試車階段發生過2次第4級轉子葉片葉根裂紋故障[6]，故障發動機試車時間分別只有6 h38 min和6 h23 min。故障葉片裂紋位置如圖3所示。2個故障葉片榫頭工作面上有較嚴重并呈對角分布的擠壓痕跡，葉尖黏有涂層，并且摩擦痕跡嚴重，葉片對應的第4級轉子外環塊涂層磨損嚴重，并有大面積脫落現象，裂紋葉片榫頭磨痕形貌如圖4所示。

圖3 故障葉片裂紋位置實物

圖4 裂紋葉片榫頭磨痕形貌

經排查分析，裂紋為起源于葉背表面的多源疲勞裂紋，產生裂紋的葉片在工作過程中受到了較大的外力沖擊。產生多源疲勞裂紋的主要原因是葉片和機匣之間發生了嚴重碰摩，涂層結合力不好，大面積脫落，使葉片受到較大碰摩力作用；葉型偏差導致其徑向變形高于其它葉片，加重該葉片的碰摩，使其在旋轉過程中受到更大的切向碰摩力作用，這種非正常的外力沖擊是導致葉片根部損傷萌生裂紋的主要原因。第4級葉片與機匣間設計間隙偏小，在磨合試車過程中葉片與機匣涂層嚴重碰摩，涂層附著在葉尖使葉片被接長，加重了碰摩程度。

對航機第4級轉子葉片葉根裂紋故障采取的排故措施是增加第4級轉、靜子徑向間隙；補充、完善磨合試車程序和要求，增加轉速磨合臺階和磨合時間；控制葉片和涂層加工質量。

3　燃機葉片斷裂故障原因排查

根據燃機故障發生的現象，參考航機故障排查情況，推演編制了轉子葉片葉根斷裂故障的故障樹[7]，分析形成4個主要中間事件、共61個底事件，并針對每個底事件開展排查工作。61項底事件中有57項底事件被排除，有4項不能排除，分別為：轉子葉片與機匣涂層沖擊碰摩；葉片型面超差；葉片表面有加工痕跡；磨合試車程序不完善。故障樹排查情況見表1。故障原因分析主要圍繞該4項工作展開。

表1 各子故障樹排查情況統計

3.1冶金分析

故障件的斷口特征是分析故障原因最直接而有力的證據，其斷口分析結論，往往決定著故障排查的方向。對斷裂葉片進行了斷口分析，觀察了故障葉片的宏觀形貌、微觀形貌、故障處的加工痕跡、榫頭擠壓痕跡，對故障葉片斷口成分、金相組織、硬度等進行了分析，得出結論如下：

（1）故障葉片為多源疲勞斷裂，疲勞起始應力較大[8-11]；疲勞起源于葉背的加工痕跡；疲勞源區未見冶金缺陷，斷裂葉片的宏觀形貌和微觀形貌如圖5、6所示。

圖5 斷口宏觀形貌

圖6 斷口微觀形貌

（2）故障臺所有葉片葉背根部轉接R存在不同程度的加工痕跡，斷裂葉片加工痕跡明顯且較多。

（3）斷裂葉片榫頭有明顯的呈對角的擠壓痕跡。

（4）葉片材質符合標準要求[12]。

從冶金分析的結論來看，本次故障排查方向應該在查找葉片產生大應力的原因上。

3.2設計復查

（1）燃機第4級轉子葉片與原準機的技術狀態相同；

（2）與燃機狀態相同的第4級轉子葉片在航機上使用時間超過50000 h，通過磨合試車的發動機從未發生類似故障。

（3）葉片、輪盤圖紙的更改與本次故障不相關；

（4）燃機第4級轉子葉片靜強度儲備滿足要求，工作轉速范圍內無有害振動；

（5）在類似結構的航機上進行第4級葉片的動應力測量，葉片動強度滿足要求；

（6）在燃機全轉速范圍內，正常情況下轉子軸系不會發生嚴重的有害振動；

1.生長發育快，物質代謝旺盛。仔豬出生重一般為1.2 kg左右，不到成年豬體重的1%，但生長發育迅速，10日齡體重可達出生時的2～3倍，30日齡達5～6倍。仔豬的強烈生長，是以旺盛的物質代謝為基礎，20日齡的仔豬，每千克體重需沉積蛋白質9～14 g，相當于成年豬的30多倍，每千克體重所需代謝凈能為成年豬的3倍左右，礦物質代謝也高于成年豬?？梢?，仔豬對營養物質的需要，在數量和質量上都相當高，對營養不全極為敏感。

（7）從燃機長試后間隙測量情況來看，第4級轉子葉片設計間隙合理；

（8）相似發動機上發生的故障，與燃機相關的排故措施均已聯動落實；

（9）燃機磨合程序參考航機低速磨合程序制訂。

以上復查結論說明，葉片斷裂故障與葉片設計無關。航機的磨合程序分低、中、高轉速3個階段，由于燃機設計轉速較低，磨合程序參考航機低速磨合程序制訂，但二者使用狀態不同，轉、靜子變形也不同，只參照航機低速磨合程序磨合燃機存在不合理性。

3.3質量復查

產品的制造和裝配質量對產品的壽命有直接影響。對葉片及相關件的制造、裝配過程，試車過程，葉片、輪盤、機匣涂層的實際尺寸進行了復查和測量，發現如下問題：

（1）燃機試車前搖轉發現過轉子卡滯現象，后經過多次搖轉解除；

（2）從涂層和蜂窩磨損測量情況來看，燃機存在轉、靜子不同心現象，第1～3級葉片涂層（第4級葉片以后損傷，無法測量）和蜂窩偏摩，第3級涂層偏摩0.29 mm，第4級蜂窩偏摩約0.4 mm，圖層和蜂窩偏摩情況如圖7所示；

圖7 涂層蜂窩偏摩

（3）燃機的裝配基準進氣機匣止口跳動存在超差，對涂層和蜂窩偏摩有作用；

（4）通過測量其它燃機第4級轉子葉片葉型，發現葉片靠近葉尖截面位置度有偏向葉背超差，最大超差0.271 mm，使葉片在工作時徑向變形量增加；

（5）復測新轉子組合件磨葉尖后的葉尖直徑，尺寸有變化（第4級葉片變化最大，達到0.048 mm）；

（6）轉子前、后支點的不同心度為0.138（半徑方向）。

從實物質量復查及試車過程來看，燃機在試車前既有轉子搖不動的現象，發生故障后測量未損壞的涂層和蜂窩磨損情況，又發現偏摩，說明在燃機工作時存在轉、靜子不同心現象。

4　故障機理

（1）從故障件斷口分析結果來看，斷口為多源疲勞，疲勞起始應力較大。

（2）轉子葉片大應力的來源有2種可能：一是葉片存在共振[13]。航機第4級轉子葉片動應力測量結果表明葉片動強度儲備滿足要求；葉片共振頻率下的振動疲勞試驗（振動應力為1300 MPa）裂紋斷口形貌為單源疲勞，與故障葉片斷口特征不符，共振斷口和多源疲勞斷口形貌對比如圖8所示。因此，可排除葉片由于共振產生裂紋或斷裂；超過50000h使用時間未發生故障的事實，也可排除葉片由于共振產生裂紋或斷裂。二是由于葉尖與機匣涂層碰摩使葉片承受非正常沖擊力。

圖8 斷口形貌對比

由以下故障特征，判斷故障葉片葉尖受到較大的非正常沖擊力。首先，燃機故障件斷口形貌與航機故障特征相同，均為多源疲勞斷口形貌，說明葉片受力較大，航機故障件斷口宏觀形貌如圖9所示；其次，故障葉片榫頭工作面存在非常重的對角擠壓痕跡，如圖10所示；最后，故障燃機的涂層和蜂窩存在嚴重偏摩現象。

圖9 航機故障件斷口

圖10 榫頭擠壓痕跡

（3）造成葉尖受到較大非正常沖擊力的原因如下。

由機匣涂層偏摩可判斷轉、靜子不同心，第1次上臺時壓氣機轉子搖不動，經分析和觀察是轉子篦齒和靜子蜂窩局部碰摩，也映證了轉、靜子不同心。由第1～3級葉片涂層的偏摩量可推斷第4級轉子處的偏心量約為0.15 mm；進氣機匣止口跳動超差影響第4級葉片附近偏心量0.07mm，轉子前、后支點不同心量影響第4級葉片處偏心量0.03mm，二者綜合影響第4級葉片處偏心約0.10mm，剩余0.05mm的偏心量可能與裝配、軸承活動量、振動等因素有關。轉、靜子不同心會使葉片在工作過程中承受較大的沖擊載荷。

雖然故障燃機的第4級葉片全部打傷，葉型無法測量，但由其它燃機第4級葉片的測量結果來看，也不排除因故障葉片型面超差造成工作過程中葉片徑向變形增大，加劇故障葉片與機匣涂層碰摩沖擊。

（4）葉片抗疲勞能力下降。從葉片表面質量及葉型測量結果來看，葉片故障部位存在明顯的拋光痕跡、粗糙度不滿足要求，均會降低葉片的抗疲勞能力[14]；偏向背側的超差使葉身根部背側的靜應力提高。二者都會降低葉片的強度儲備。

綜上所述，葉片受到非正常碰摩沖擊力，在故障部位產生較高應力；葉型超差使故障部位靜應力進一步提高；故障部位表面質量較差，抗疲勞能力降低。以上因素疊加，導致葉片故障部位應力超出許用值，裂紋萌生并快速斷裂。

5　故障原因

綜合以上分析結果，得出葉片短時間即發生斷裂的原因：

（1）轉子葉片與機匣涂層的異常碰摩是本次故障的主要原因；異常碰摩的原因是機匣與轉子不同心；斷裂葉片最“長”是可能的原因。

（2）故障葉片根部的加工痕跡明顯且較多，降低了葉片的疲勞強度，促進了裂紋的萌生。

綜上，設計上未對機匣與轉子同心度提出要求，生產裝配環節未加以控制，以及葉型位置度超差、機匣止口跳動超差等，導致整機裝配后轉子與機匣實際間隙局部變小，在燃機運行過程中，轉子葉片受離心力和熱負荷作用，葉片徑向伸長，與機匣發生異常碰摩，導致最長葉片斷裂。故障葉片根部的加工痕跡明顯、較多，且噴丸沒有完全覆蓋加工痕跡，促進了裂紋萌生。

6　措施及驗證情況

6.1排故措施

根據故障發生的機理和原因，從以下幾方面采取措施，防止類似故障發生。

（1）嚴格控制裝配質量，完善燃機裝配要求，增加支點同軸度要求，控制轉、靜子不同心度，防止轉、靜子偏摩；

（2）控制葉片的加工質量，對轉子葉片葉型采用3坐標測量機抽檢，防止葉片超差；

（3）嚴格控制進氣機匣加工尺寸，特別是重要的止口、基準等部位；

（4）完善磨合試車程序，增加磨合階段和磨合臺階，減小轉速臺階跨度，防止轉、靜子過度碰摩；

（5）對轉子葉片加強檢查，除正常的檢查外，如果試車后發現轉、靜子異常碰摩，即對轉子葉片進行熒光檢查。

6.2驗證情況

以上故障排除措施已經在4臺燃機上進行了試車驗證。試車后，對轉子葉片進行無損探傷檢查，未發現異常，對涂層磨損情況進行目視檢查和測量，磨損正常，證明排故措施有效。

7　結束語

燃氣輪機既可以作為艦船的動力裝置，保障國防建設的需要，又可以作為發電裝置，應用于油、氣田和大型建筑工地等的應急發電，應用前景可謂十分廣闊[15]。

雖然某型燃機由航機改進設計而來，繼承了航機的成熟結構，但燃機的使用環境和狀態均有其特殊性，在研制和批量使用過程中出現問題不可避免。通過暴露問題，解決問題的過程，可使燃機的可靠性不斷提高，逐步走向成熟。

本文介紹的故障分析排除過程，不僅適用于解決壓氣機第4級轉子葉片斷裂故障，對解決所有因轉、靜子碰摩引起的故障，均有借鑒意義。

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（編輯：趙明菁）

Fracture Failure Analysis for Blade Root of Compressor

LIU Guo-ku1,LIU Dong2
（1.Naval Consumer Representative Office of Engine in Shenyang,Shenyang 110015,China;2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China）

Abstract:Focus on the fracture faultofthe compressor blade root in the process of running-in,the fault was checked in material, design,technology,metallurgy,processing,assembly and usage by using Fault Tree Analysis (FTA). The measurement date was deeply analyzed,and the rub-impact between rotor and stator was clearly found to be the main cause of the fault.It is because of the rotor was not concentric with the stator,which causing rub failures between coating and honeycomb.Moreover,the process marks of root blade roots apparently contributed to the fault. As a result,improving the qualities of assembly and processing,the running-in procedure and strengthening blade inspection were proposed to solve the faults.

Key words:rotor blade;fracture;rub-impact;eccentric wear;failure analysis;compressor;gas turbine

中圖分類號：V231.3

文獻標識碼：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.03.018

收稿日期：2015-12-10基金項目：燃氣輪機工程研究項目資助

作者簡介：劉國庫（1978），男，工程師，從事艦船燃氣輪機、航空發動機的故障診斷、測試、維修與全壽命保障技術研究工作；E-mail：24712333@qq.com。