FGH96合金高壓渦輪轉子超轉破裂試驗驗證及分析

李 根 郭 勇 佟文偉 李 瑩

（中國航發沈陽發動機研究所，遼寧 沈陽 110015）

0 引言

長期處于高轉速、高溫工作環境中的高壓渦輪轉子是航空發動機核心機最重要的組成部分。隨著發動機總體性能要求的不斷提高，渦輪前溫度不斷增加，傳統的鎳-鉻-鐵基變形高溫合金高壓渦輪盤難以滿足強度設計要求。FGH96合金是第二代損傷容限型粉末高溫合金，具有良好的綜合力學性能[1]，FGH96合金高壓渦輪盤和封嚴盤是航空發動機實現優異性能、高可靠性和耐久性必須掌握的關鍵技術。

國家軍用標準GJB 241A—2010[2]要求航空發動機應該具有足夠的強度儲備，不應發生災難性破壞，高壓渦輪轉子應按照規定的方法和程序進行超轉和破裂試驗。為降低試驗風險和成本投入，在試驗前應對高壓渦輪轉子進行強度計算與分析，以確定其能否通過試驗考核。該文采用工程實踐中常用的平均應力法[3-5]、局部塑性應變法[6]對高壓渦輪轉子渦輪盤和封嚴盤在超轉、破裂試驗工況下的強度儲備進行計算與分析，通過在旋轉試驗器上的超轉、破裂試驗，驗證了FGH96合金高壓渦輪轉子能夠滿足航空發動機使用要求。

1 分析方法

1.1 平均應力分析

平均應力法[3-5]是基于線彈性分析的一種方法，該方法認為當輪盤周向平均應力達到材料極限強度時，輪盤沿子午面破裂；當輪盤關鍵截面的徑向平均應力達到材料極限強度時，輪盤將在該截面處沿圓柱面發生破裂。

子午面平均周向應力按面積進行加權平均，需要考慮輪盤幾何形狀引起的周向應力分布不均勻和材料分散性的影響，采用路徑積分求得輪盤關鍵截面最大平均徑向應力[7]。基于有限元計算結果的平均應力強度儲備計算公式如公式（1）所示。

式中：nb為強度儲備系數；σb為材料極限強度；σ為試驗轉速對應的輪盤平均周向應力或平均徑向應力；k為修正系數。

文獻[8]中指出k值可根據設計因子（D.F=平均周向應力/盤中最大應力值）值以及拉伸延伸率δ值之間的關系曲線獲得，對目前的輪盤材料和結構情況，取k=0.85。在計算輻板圓柱面強度儲備時，一般認為輪盤沿著圓柱面的應力均勻分布，取修正系數k值為1[4]。

1.2 局部塑性應變分析

輪盤不是連續結構，受材料分散性影響，在轉速增加過程中輪盤局部區域會產生塑性變形，且隨著轉速增加，塑性區域會不斷擴大[4]。為避免輪盤在進行超轉、破裂試驗時因局部強度不足而被破壞，需要進行高壓渦輪轉子二維有限元分析和三維彈塑性子模型分析。文獻[6]認為，對韌性較好的材料，在轉子葉片和輪盤自身離心力、氣動和溫度等各種載荷綜合影響下，當轉速持續增大到輪盤內任一處局部當量應力應變狀態與試驗室內光滑拉伸試件破壞時的應力應變狀態一致時，該處將會產生破壞。工程實踐中通常采用材料延伸率來描述材料破壞前承受塑性變形的能力，要求局部當量塑性應變εp≤0.5×δ5（延伸率），該文以此作為局部塑性應變設計準則。

2 試驗方案設計

2.1 試驗件與試驗器

該文高壓渦輪轉子超轉、破裂試驗組件主要由封嚴盤、渦輪盤、前擋板、后擋板、后擋塊和彈性環等零件組成。高壓渦輪組合件與軸頸、壓力螺母、軸組成試驗轉子，經動平衡后，以簡支形式安裝在旋轉試驗器真空箱內的兩個單支點上，由動力輸出軸帶動試驗件旋轉。為避免試驗過程中因空氣存在而產生氣流擾動和較大溫升，試驗需要在真空度大約為20mmHg～30mmHg狀態下進行，利用電阻絲爐對試驗件加溫。高壓渦輪轉子試驗裝置如圖1所示，按照先進行超轉試驗，再進行破裂試驗的順序完成兩項試驗，并在超轉試驗前、后和破裂試驗后對封嚴盤和渦輪盤的關鍵尺寸進行測量記錄。

圖1 高壓渦輪轉子試驗裝置

2.2 試驗參數

國家軍用標準要求[2]超轉試驗應在要求的溫度和轉速下至少持續工作5min，試驗后零件應無破壞現象，且尺寸變化應在允許的范圍內。破裂試驗應在要求的溫度和轉速下保持30s，試驗后輪盤應無破壞現象。

高壓渦輪轉子超轉、破裂試驗采用不同溫度場進行試驗，超轉試驗溫度滿足“發動機在臺架狀態最高允許氣體溫度”的要求，溫度場參數由發動機地面臺架點溫度場確定；破裂試驗溫度滿足“內孔或輪心金屬要達到最高設計溫度”的要求，溫度場參數由發動機最大熱負荷點溫度場確定。

由于承制廠生產的輪盤材料性能具有分散性，為保證試驗結果適用于具有最低性能的輪盤，應利用輪盤實測性能數據與材料標準最低值數據或者統計的-3σ值數據之間的比例關系，對破裂試驗轉速進行材質修正，修正系數的求解如公式（2）所示。

式中：σb實測為輪盤隨爐試樣實測拉伸強度；σb-3σ為材料拉伸強度的-3σ值。

因此，超轉試驗上限轉速為最大允許穩態轉速×115%，破裂試驗上限轉速為最大允許穩態轉速×122%×k材質。

3 試驗件強度分析

在工程實踐中通常采用商用有限元分析程序進行數值模擬計算，根據模擬計算獲得的應力應變數據并按照相關強度設計方法和準則對渦輪盤和封嚴盤等主要零件進行強度校核與分析。

高壓渦輪轉子封嚴盤和渦輪盤均為FGH96合金，最高使用溫度為750℃，長期工作溫度為650℃，強度計算和分析用材料物理性能和力學性能數據取自《航空發動機設計用材料性能數據活頁手冊》[1]，在進行彈塑性分析時采用實測600℃時的真實應力-應變曲線。

通常超轉、破裂試驗理論溫度場是按照前述確定的試驗溫度參數進行有限元熱分析計算獲得的，但由于此次試驗只有渦輪盤盤心、輪緣兩處溫度要求，難以準確模擬封嚴盤等零件溫度分布及盤體溫度梯度變化。考慮前期進行過類似結構高壓渦輪轉子超轉、破裂試驗，試驗溫度參數要求與本次試驗基本相當，因此可參考前期實測溫度場數據，通過熱分析獲得本次試驗理論溫度場。

按照試驗理論溫度場和轉速進行有限元計算，在試驗工況下渦輪盤的強度儲備要低于封嚴盤，試驗考核盤確定為渦輪盤。在超轉試驗工況下，渦輪盤盤心處最大當量塑性應變為0.46%。渦輪盤輻板平均徑向應力強度儲備最低為1.31，子午面周向應力強度儲備為1.42。在破裂試驗工況下，渦輪盤輻板與后安裝臂拐角處最大當量塑性應變為1.47%。渦輪盤輻板平均徑向應力強度儲備為1.18，子午面周向應力強度儲備為1.23。破裂試驗狀態下輻板圓柱面徑向應力儲備最低位置如圖2所示，局部當量塑性應變如圖3所示。

圖2 破裂試驗渦輪盤輻板徑向應力

圖3 破裂試驗渦輪盤當量塑性應變

高壓渦輪轉子封嚴盤和渦輪盤最大當量塑性應變、子午面和圓柱面最小強度儲備的數據分析表明，超轉、破裂試驗考核位置為渦輪盤輻板圓柱面。試驗過程中渦輪盤和封嚴盤不會發生結構失效，能夠通過試驗考核。

4 試驗驗證

試驗時采用熱電偶測量輪盤組合件和爐膛溫度，由控溫儀控制爐膛溫度，使輪盤溫度達到試驗要求。通過多次調試找出試驗加溫規律確保基本重復，并找出輪盤各點與爐膛對應點的相應關系。即使輪盤上的熱電偶損壞，也可用爐膛溫度間接證明輪盤溫度能夠達到試驗要求。

兩項試驗實測數據表明，渦輪盤盤緣、盤心溫度滿足試驗溫度允許偏差±15℃的要求，實際物理轉速滿足試驗轉速允許偏差±20r/min的要求，試驗轉速停留時間滿足要求。試驗后對試驗件進行了熒光滲透檢測和尺寸測量，除超轉試驗后發現1塊后擋塊（材料為DZ125L）有裂紋缺陷外，其他零件未發現裂紋缺陷。渦輪盤試驗前后盤心、盤緣尺寸變化見表1，超轉試驗后最大尺寸變化量為0.25%（盤心），破裂試驗后最大尺寸變化量為1.65%（盤緣）。轉子止口配合情況見表2，試驗后渦輪盤與前擋板、后擋板之間的止口間隙增大，封嚴盤與渦輪盤之間的止口過盈量增加。

表1 試驗前后渦輪盤尺寸變化

表2 試驗前后轉子止口配合情況（mm）

5 故障件失效分析

由于超轉試驗后1塊后擋塊產生了裂紋，為分析超轉破裂試驗的有效性，該文對故障件進行了失效分析。故障后擋塊圖像如圖4所示，裂紋位于圖中箭頭所指部位，裂紋宏觀放大圖像如圖5所示。

圖4 故障后擋塊圖像

圖5 裂紋宏觀圖像

將裂紋打開后在掃描電鏡下觀察，斷口低倍圖像如圖6所示。裂紋沿周向長度約為2.359mm，沿軸向最深處約為2.122mm。

圖6 裂紋斷口低倍形貌

進一步放大觀察，裂紋斷口表面呈顆粒狀形貌特征（如圖7所示），未見明顯的疲勞斷裂特征。

圖7 裂紋斷口微觀形貌

和人為掰斷斷口微觀形貌（如圖8所示，為典型的瞬時斷裂形貌特征）相比，裂紋斷口形貌與之存在明顯的差異。

圖8 人為掰斷斷口微觀形貌

分別對裂紋斷口和人為掰斷斷口表面進行能譜分析（如圖9、圖10所示）。能譜分析表明，裂紋斷口表面Al含量明顯偏高，與DZ125L合金（后擋塊材料）成分不相符。

圖9 裂紋斷口表面能譜分析譜線

圖10 人為掰斷斷口表面能譜分析譜線

斷口分析和能譜分析表明，后擋塊裂紋斷口未見明顯疲勞斷裂特征，該裂紋應不是疲勞裂紋，裂紋斷口與人為掰斷斷口形貌也存在顯著差異，說明該裂紋也不是瞬時過載開裂所致。裂紋斷口表面Al含量明顯偏高，達到了25.21%，這說明超轉試驗后故障后擋塊裂紋是沿著冶金缺陷產生的。進行破裂試驗時，用一個新的后擋塊代替超轉試驗后有裂紋的后擋塊，在破裂試驗后進行熒光滲透檢測，未發現裂紋缺陷。

6 結論

國家軍用標準是航空發動機零組件設計的重要遵循標準，該文的FGH96合金高壓渦輪轉子超轉/破裂試驗參數制定完全滿足標準要求。為了降低試驗風險和成本投入，該文在試驗前完成了對FGH96合金渦輪盤和封嚴盤的強度分析，確定了試驗考核盤和考核截面，在旋轉試驗器上完成了兩項試驗，試驗溫度和轉速控制精度滿足誤差要求。失效分析表明超轉試驗后渦輪盤后擋塊出現的裂紋是由冶金缺陷造成的，不影響對FGH96合金封嚴盤和渦輪盤的試驗驗證。