航空發動機進口整流支板防冰槽裂紋故障分析

張 弛，王雅謀

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015）

0 引言

風扇是航空發動機的重要組成部件，其主要作用是提升來流壓力和溫度[1-2]。風扇的工作環境惡劣，發生故障會影響整臺發動機的安全性和可靠性[3-4]。進氣機匣位于風扇最前端，是風扇的主要承力機匣，進氣機匣的結構可靠性關系著風扇乃至發動機后方全體流道件的工作安全。進氣機匣的主體結構由機匣、內環及整流支板構成。近年來，進氣機匣裂紋故障時有發生，如何準確確定裂紋故障原因并提出合理的改進措施，是研究人員比較關注的問題。一些學者針對機匣的裂紋故障機理進行了深入研究。吳宏春等[5]針對機匣殼體環帶支撐臺基體裂紋故障，通過數值仿真和模態試驗、動應力測試等手段開展了深入分析，確定了裂紋產生的原因，提出了增加加強筋和涂減振膠等解決措施。劉洋[6]針對某型進氣機匣基體裂紋故障，通過模態試驗、動應力測試并結合古德曼圖等手段開展研究，確定了故障原因，提出了對棱邊拋修處理并增加加強筋等排故措施。

現有研究成果對整體焊接式進氣機匣支板的故障機理關注較少，本文針對1 種整體焊接式進氣機匣整流支板防冰槽裂紋故障，利用故障樹工具，采用故障件斷口分析和測試測量等手段，探究進氣機匣支板裂紋故障發生的機理，并制定相應的解決措施。

1 故障概述

對多型發動機試車檢查時發現，其進口整流支板防冰槽有裂紋，故障發現時間最短約40 h。該故障分布具有1 個典型特征，即均發生在進氣機匣的薄整流支板上，且主要發生在靠近內、外環的整流支板防冰槽邊緣。某型發動機的裂紋分布如圖1 所示。

防冰槽裂紋的典型宏觀形貌如圖2 所示。從圖中可見，裂紋從防冰槽的圓弧段與直線段轉接處起始，沿葉身方向前后擴展，當防冰槽兩端裂紋擴展至支板進氣邊或形成交叉時即可能形成掉塊，掉塊會打傷風扇轉子葉片等流道件，影響發動機正常工作。

圖1 裂紋角向分布

圖2 防冰槽裂紋的典型宏觀形貌

2 故障原因分析

2.1 故障樹

圖3 整流支板防冰槽裂紋故障樹

為了全面查找故障原因，建立故障樹，共14 個底事件，如圖3 所示。開展設計分析及復查，綜合應用顯微電鏡檢測、金相檢測、動應力測試、模態測試、殘余應力測試等，對故障件的失效模式、損傷特征、材料性能及受力情況進行檢驗和測量，為故障原因的確定提供證據[7-10]。

2.2 失效分析

典型斷口宏觀形貌如圖4 所示。根據疲勞條帶的方向可判斷疲勞源區為整流支板外表面與防冰槽的銳角夾角處。

圖4 斷口宏觀形貌

考慮到防冰槽為電火花加工成型，表面會在高溫放電作用下形成重熔層，因此對故障支板防冰槽進行重熔層檢查，測量部位及厚度尺寸，如圖5 所示。從圖中可見，防冰槽表面存在較厚且不均勻的電加工重熔層，在顯微電鏡下可見在重熔層表面存在長度不等的微裂紋。

圖5 故障支板防冰槽重熔層形貌

由斷口分析可知，故障件為典型的高周疲勞斷口形貌，裂紋均起始于槽孔尖角，在尖角的三角區域疲勞擴展后快速解理斷裂，在防冰槽表面存在較厚的不均勻重熔層及長度不等的微裂紋。

2.3 設計分析

故障部位結構如圖6所示。整流支板均為空心結構，防冰槽采用電火花工藝加工，與支板外表面呈45°，防冰槽加工完成后在邊緣形成尖邊，在槽表面殘留有電加工重熔層，初步判斷尖邊的應力集中及電加工重熔層微裂紋對故障的發生有貢獻[12-13]。

圖6 防冰槽邊緣尖邊

選取故障較多的靠近內、外環防冰槽的位置作為考核部位進行強度分析，由計算結果可知，薄支板裂紋故障位置的應力均遠小于材料在200 ℃下的極限強度和屈服強度[14]。

設計分析結果表明，防冰槽尖邊的應力集中及重熔層對故障的發生有貢獻，薄支板靜強度滿足設計要求。

2.4 測試與測量

考慮到進氣機匣為整體焊接結構，支板在焊接過程中易彎曲，為了明確機匣尺寸變形情況，對機匣流道尺寸及支板直線度進行測量，測量結果如圖7 所示。從圖中可見，焊接后進氣機匣半徑有明顯收縮趨勢，整流支板也存在明顯的彎曲變形，通過應力計算可知，支板彎曲在內端防冰槽附近產生較大的內應力。

圖7 故障件尺寸測量結果

為進一步明確進氣機匣焊接殘余應力分布情況，對進氣機匣進行殘余應力測量。因受空間限制，無法使用殘余應力測量設備直接測量，所以采用切割支板并測量變形量的方法計算殘余應力值。在切割過程中機匣與內環的尺寸變化如圖8 所示。由切割過程中支板切割間隙變化可知支板承受較大壓應力，經計算，最大殘余應力值約為200 MPa。

圖8 進氣側機匣及內環內徑變化

另外，為了明確進氣機匣支板的振動應力分布情況，對進氣機匣支板進行動應力測量，測量結果顯示，在發動機整個工作轉速范圍內，進氣機匣整流支板主要受到風扇第1 級轉子葉片的前流激勵，最大振動應力出現在支板進氣邊外環處。

基于上述測量結果進行支板防冰槽邊緣動強度儲備估算，根據計算結果可知支板故障位置的動強度儲備較小，不滿足設計要求，存在高循環疲勞壽命不足的問題[14]。

2.5 故障原因分析

結合上述工作完成故障樹底事件的排查，發現14 項底事件中未排除的有5 項，即焊接變形大，焊接殘余應力大，氣流激振，邊緣存在尖邊，疲勞極限不夠，如圖9 所示。

由此確定進氣機匣整流支板防冰槽裂紋的故障原因為：進氣機匣焊接后收縮變形導致支板殘余內應力過大，并且薄支板防冰槽邊緣存在應力集中，第1級轉子葉片在試車時激振作用下，在薄支板防冰槽邊緣應力集中處萌生裂紋并擴展。

圖9 故障原因分析結果

3 結構改進

3.1 防冰槽端部結構對疲勞壽命的影響

考慮到幾乎所有裂紋均起源于防冰槽兩端圓弧與直線段轉接處，為了驗證不同的防冰槽端結構對疲勞壽命的影響，設計3 組典型試驗件，分別為原結構防冰槽、兩端開圓孔防冰槽、兩端開跑道形孔防冰槽，試驗件結構如圖10 所示。試驗結果表明，11 個試驗件中僅有1 個兩端跑道形孔防冰槽試件通過考核，其余試件均被破壞。對原結構防冰槽試驗件進行斷口分析后發現，裂紋性質為疲勞裂紋，疲勞源區為支板下表面與防冰槽形成的尖邊處，與故障件裂紋源位置相同，可見改變防冰槽端結構對提高構件疲勞壽命的效果不明顯。

3.2 防冰槽尖邊結構對疲勞壽命的影響

為了驗證防冰槽尖邊結構對疲勞壽命的影響，對防冰槽試驗件手工倒圓去尖邊后（如圖11 所示），繼續開展振動疲勞試驗。結果有連續6 個試件通過了考核，可見去除防冰槽尖邊可顯著提高試件的疲勞壽命。但由于整流支板為空腔結構且防冰槽寬度較小，對支板防冰槽腔側尖邊采用倒圓的工藝實現難度較大，且可檢性較差。

圖10 防冰槽結構改進試驗件

圖11 防冰槽倒圓

3.3 防冰槽開槽角度對疲勞壽命的影響

為了改善槽邊倒圓的工藝性，并驗證開槽角度對疲勞壽命的影響，將防冰槽改為90°，同時將槽的尺寸從0.7 mm 增大到1.0 mm，其結構如圖12 所示。繼續開展防冰槽試驗件的振動疲勞試驗，結果8 個試件中僅2 個通過考核。對90°防冰槽破壞試驗件進行斷口分析后發現，疲勞起源位置轉移，從棱邊處移至通氣孔棱角附近區域[15]，如圖13 中箭頭所示。

圖12 90°防冰槽結構

圖13 角度改變后裂紋起源位置轉移

3.4 去除防冰槽表面重熔層的影響

隨即進行重熔層檢查，試驗件防冰槽表面重熔層較厚處約為20 μm。

手工打磨去除90°防冰槽試驗件防冰槽內壁的重熔層并保留尖邊，繼續開展振動疲勞試驗，連續8個試件通過考核，可見拋光去除防冰槽表面重熔層可顯著提高結構的疲勞強度。

3.5 結構改進方案

根據上述分析可知，提高整流支板疲勞壽命的可行性方案有3 種：（1）整流支板防冰槽保留原結構，尖邊倒圓并去除重熔層；（2）整流支板防冰槽修改結構并去除重熔層，尖邊不倒圓；（3）取消防冰槽結構，徹底避免應力集中。

對3 種結構改進方案開展氣動及防冰性能影響評估，結果表明防冰槽結構改進對部件性能影響較小。

綜合考慮設計需求、進度風險、經濟性等方面的因素，依據上述分析結果，對某型發動機貫徹執行相關結構改進措施，并已通過整機長試考核，完成故障歸零。

4 結束語

通過對進氣機匣防冰槽試驗件進行試驗和分析，得出防冰槽裂紋故障的原因是機匣焊接后收縮變形導致支板殘余應力過大，同時支板防冰槽邊緣存在應力集中，在工作過程中，在轉子葉片激振作用下，防冰槽邊緣應力集中處萌生裂紋并擴展。為避免此類故障的再次發生，提出了在結構設計過程中為了提高進氣機匣可靠性可采取下列相關措施：

（1）在設計初始階段，應充分考慮發動機的使用環境、使用條件及載荷，在結構設計過程中重點保證部件要具有足夠的剛度和強度儲備，對于焊接件，尤其要關注焊接后殘余應力的大小及分布情況。

（2）在整體結構確定之后，局部細節也會影響構件的可靠性。針對避免在應力較高部位設計孔槽、對尖邊進行倒圓、電加工零件去除重熔層等問題，應提出明確要求。

（3）在結構設計時，如果采用新結構和新工藝，需要提前安排專項試驗，以避免引入新的問題。