航空發(fā)動機(jī)低壓渦輪軸通油孔裂紋失效分析

關(guān)鍵詞：低壓渦輪軸；失效分析；重熔層；疲勞斷裂；有限元分析；裂紋擴(kuò)展仿真；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

低壓渦輪軸是發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子系統(tǒng)中的重要組成部分，主要功能是傳遞渦輪功率、承受循環(huán)載荷和支撐其他零部件［1］。在飛機(jī)運行時，低壓渦輪軸承受復(fù)雜的穩(wěn)態(tài)載荷，包括工作轉(zhuǎn)矩、軸向力、徑向力、熱應(yīng)力等；同時，還受到高頻的振動轉(zhuǎn)矩和陀螺力矩影響，受力情況比較復(fù)雜。一旦發(fā)生斷裂等故障，會引起發(fā)動機(jī)、飛行器的嚴(yán)重失效，尤其是對于單發(fā)飛行器，將造成機(jī)毀人亡的后果［2］。因此，要求低壓渦輪軸具備極高的可靠性，其疲勞壽命必須通過試驗進(jìn)行驗證［3-6］。針對低壓渦輪軸承力特點，對某型航空發(fā)動機(jī)低壓渦輪軸開展了高低周復(fù)合疲勞研究性試驗，試驗加載軸向力、主轉(zhuǎn)矩等低周載荷和振動轉(zhuǎn)矩、彎矩等高周載荷，試驗過程中載荷反饋系統(tǒng)出現(xiàn)異常，停車檢查發(fā)現(xiàn)軸上通油孔位置產(chǎn)生了非預(yù)計性裂紋失效。低壓渦輪軸采用適用于制造轉(zhuǎn)動零件的優(yōu)質(zhì)GH4169 材料，通油孔位置的加工工藝流程為電火花加工、人工去除重熔層［7］。

國內(nèi)學(xué)者針對低壓渦輪軸進(jìn)行了諸多研究。駱麗等［8］建立了連續(xù)纖維增強(qiáng)軸結(jié)構(gòu)力學(xué)模型，結(jié)合成熟的細(xì)觀力學(xué)失效邊界，可分析軸在扭轉(zhuǎn)載荷下的應(yīng)力響應(yīng)并判斷軸結(jié)構(gòu)危險位置失效模式；陸藝鑫等［9］搭建了渦輪軸結(jié)構(gòu)分析、可靠性分析和可靠性優(yōu)化設(shè)計的參數(shù)化平臺，建立了基于自適應(yīng)協(xié)作代理策略的類序列解耦算法；劉丁瑋［10］對渦輪軸疲勞失效分析方法進(jìn)行了總結(jié)，引入危險部位數(shù)目和疲勞分散系數(shù)，建立了使用小子樣疲勞壽命試驗數(shù)據(jù)來估計總體疲勞壽命的方法；丁水汀等［11］研究發(fā)現(xiàn)，高、低壓軸斷裂后幾十毫秒內(nèi)最先發(fā)生的危害性事件分別是中壓壓氣機(jī)喘振、渦輪轉(zhuǎn)子超轉(zhuǎn)和渦輪前溫度略微升高，需引起高度重視；習(xí)年生等［12］通過渦輪軸斷裂失效的宏觀和微觀特征分析，發(fā)現(xiàn)軸裂紋位置位于螺紋槽底，存在較大的應(yīng)力集中，在大彎曲載荷作用下產(chǎn)生了疲勞斷裂。

目前，國內(nèi)鮮有關(guān)于低壓渦輪軸中由于表面加工質(zhì)量問題導(dǎo)致高低周復(fù)合疲勞試驗過程發(fā)生斷裂失效方面的報道。本文通過對低壓渦輪軸通油孔裂紋位置進(jìn)行外觀檢查、斷口分析、表面檢查和金相組織檢查，初步判斷裂紋屬性，在此基礎(chǔ)上進(jìn)行有限元分析和裂紋擴(kuò)展仿真，獲得具體的失效原因并探究源區(qū)初始裂紋深度范圍，為消除該類隱患提供了依據(jù)。

1 試驗檢測結(jié)果

1. 1 外觀檢查

低壓渦輪軸裂紋產(chǎn)生于長軸段上通油孔位置，目視可見，軸表面裂紋長約7 mm，裂紋延伸方向與軸向呈約45°夾角。其宏觀圖像如圖1所示。

采用體視鏡觀察軸通油孔邊裂紋形貌，發(fā)現(xiàn)裂紋貫穿軸壁厚，外表面?zhèn)攘鸭y長度約為6. 325 mm，內(nèi)表面?zhèn)攘鸭y長度約為4. 494 mm。孔壁內(nèi)表面局部可見重熔層形貌（圖2中虛線框標(biāo)注），孔內(nèi)壁裂紋穿過重熔層區(qū)域，重熔層區(qū)域以外可見沿孔壁周向加工去除重熔層痕跡，如圖2所示。

1. 2 斷口分析

低壓渦輪軸裂紋斷口宏觀形貌如圖3 所示。由圖3可知，通油孔斷口呈灰白色，斷面較平坦，沒有明顯的塑性變形，可見清晰的放射棱線和疲勞弧線；人為打斷區(qū)有一定起伏，斷面基本垂直于軸壁面。孔內(nèi)壁局部可見重熔層形貌，無明顯加工痕跡。根據(jù)放射棱線和疲勞弧線的方向初步判斷，疲勞起始于孔內(nèi)壁中間區(qū)域。

在掃描電子顯微鏡下觀察，由斷口擴(kuò)展棱線匯聚狀態(tài)判斷，裂紋起始于孔內(nèi)壁重熔層區(qū)域，源區(qū)距外表面孔口約6 mm，如圖4所示。裂紋起始后朝基體擴(kuò)展，擴(kuò)展區(qū)可見細(xì)密的疲勞條帶和二次裂紋等典型疲勞斷裂特征，距源區(qū)不同位置，疲勞條帶寬度變化不大，分布在0. 24～0. 35 μm，如圖5所示。斷口瞬斷區(qū)為典型韌窩特征，由內(nèi)側(cè)表面向外側(cè)表面方向撕裂，如圖6所示。

1. 3 表面檢查

低壓渦輪軸裂紋斷口疲勞源區(qū)附近和遠(yuǎn)離源區(qū)表面的微觀形貌如圖7 所示。由圖7 可見電加工痕跡，源區(qū)表面為重熔層形貌，孔壁去除重熔層區(qū)域有可見孔周向加工痕跡；并且源區(qū)附近未見明顯的損傷形貌。

1. 4 金相組織檢查

在裂紋孔截面切片制作金相試樣，進(jìn)行金相組織檢測，組織形貌如圖8所示。重熔層與基體存在明顯分界，重熔層表面存在微裂紋，隨機(jī)選取多處測量重熔層厚度，最大厚度為20. 59 μm。孔邊基體顯微組織未見異常，平均晶粒度為6. 5級，滿足標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的4級或更細(xì)要求。

2 低壓渦輪軸疲勞試驗仿真及分析

低壓渦輪軸結(jié)構(gòu)如圖9所示，有限元仿真模型如圖10所示。

低壓渦輪軸在某結(jié)構(gòu)靜力與疲勞試驗器上開展試驗，在圖9中“載荷加載面”上施加軸向力、彎矩和轉(zhuǎn)矩載荷，在“約束面1”位置約束轉(zhuǎn)動和軸向方向，在“約束面2”位置約束徑向和周向。因本試驗為研究性試驗，載荷大小以發(fā)動機(jī)實際受載情況為基準(zhǔn)調(diào)整而來，載荷大小如圖11所示。

模擬低壓渦輪軸高低周復(fù)合疲勞試驗狀態(tài)，施加低周峰值狀態(tài)的軸向力、轉(zhuǎn)矩和高周峰值狀態(tài)的振動轉(zhuǎn)矩、彎矩（載荷大小與圖11一致）載荷，構(gòu)建低壓渦輪軸有限元模型進(jìn)行仿真計算分析。低壓渦輪軸有限元模型單元類型為10 節(jié)點四面體單元的SOLID187，節(jié)點總數(shù)為4 235 981，單元總數(shù)為3 568 459，圖10（b）中通油孔分網(wǎng)時沿圓周方向分為81份，網(wǎng)格間距約0. 25 mm。

圖12給出了通油孔位置的有限元仿真結(jié)果，X 方向為沿低壓渦輪軸方向（發(fā)動機(jī)氣流方向），左邊云圖為3個主應(yīng)力的矢量方向圖，其中第一主應(yīng)力為黑色箭頭，其主要分布在孔0點鐘到3點鐘、6點鐘到9點鐘位置；右邊云圖為第一主應(yīng)力分布云圖，其中應(yīng)力較大位置有兩個，一個在孔邊右上方，另一個在孔邊左下方，均與圖12中X 方向約呈45°夾角，且應(yīng)力較大區(qū)域沿孔表面垂直軸表面向孔內(nèi)延伸。

由圖1、圖2中表面裂紋位置可知，裂紋延伸方向與發(fā)動機(jī)軸向約呈45°夾角；同時根據(jù)第1. 2節(jié)斷口分析和圖3可知，裂紋源區(qū)與孔口裂紋位置連線垂直于軸外表面。因此，結(jié)合有限元分析結(jié)果和裂紋分析情況，試驗低壓渦輪軸裂紋起源于通油孔大應(yīng)力區(qū)，且為重熔層覆蓋區(qū)域。

3 裂紋擴(kuò)展分析

由金相組織檢查和有限元分析可知，裂紋起始位置表面有重熔層，并存在微裂紋和應(yīng)力集中，在較大的高低周復(fù)合應(yīng)力下往往會萌生疲勞裂紋。本文采用裂紋擴(kuò)展軟件，基于斷裂力學(xué)理論，對試驗狀態(tài)下裂紋擴(kuò)展情況進(jìn)行仿真，探究源區(qū)初始裂紋深度范圍及其擴(kuò)展情況。

3. 1 應(yīng)力強(qiáng)度因子計算

應(yīng)力強(qiáng)度因子是描述裂紋尖端區(qū)域應(yīng)力分布嚴(yán)重程度的指標(biāo)［13-17］，利用應(yīng)力強(qiáng)度因子來表達(dá)疲勞裂紋擴(kuò)展數(shù)據(jù)和預(yù)測疲勞裂紋擴(kuò)展稱為“線彈性斷裂力學(xué)”。實際使用中的疲勞裂紋通常沿著宏觀上與主應(yīng)力垂直的方向擴(kuò)展，多數(shù)情況下，擴(kuò)展方向垂直于能使裂紋張開的拉伸應(yīng)力，這種類型的裂紋張開稱為“Ⅰ型”［18］，如圖13所示，其余“Ⅱ型”“Ⅲ型”裂紋在循環(huán)剪切應(yīng)力作用下發(fā)生，但經(jīng)驗表明，在純剪切載荷作用下產(chǎn)生的小裂紋很快就呈現(xiàn)出向拉伸模型下的疲勞裂紋擴(kuò)展轉(zhuǎn)變，即“Ⅰ型”裂紋［19］679-702。從低壓渦輪軸應(yīng)力來看，通油孔位置裂紋以“Ⅰ型”裂紋為主。

因低壓渦輪軸模型較大，為提高裂紋擴(kuò)展分析效率，選取通油孔附近部分單元作為裂紋擴(kuò)展子模型，子模型位于通油孔壁厚位置，如圖14所示，子模型與其他部分有限元模型組成完整的低壓渦輪軸有限元模型。

仿真分析時，先在Ansys軟件中進(jìn)行有限元計算，計算邊界及載荷與第2節(jié)一致，獲得低壓渦輪軸強(qiáng)度計算結(jié)果，通油孔位置應(yīng)力分布情況如圖12所示；然后將計算結(jié)果導(dǎo)入裂紋擴(kuò)展軟件進(jìn)行應(yīng)力強(qiáng)度因子計算和裂紋擴(kuò)展壽命分析。

圖15給出了通油孔上應(yīng)力強(qiáng)度因子隨表面裂紋長度變化的規(guī)律。

3. 2 裂紋擴(kuò)展壽命分析

結(jié)合裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子和Paris方程可估算裂紋擴(kuò)展壽命［19］679-702。Paris方程的定義為

在裂紋擴(kuò)展子模型通油孔中分別預(yù)置0. 1、0. 2、0. 3 mm垂直表面的裂紋，分別獲得外表面裂紋擴(kuò)展壽命。圖16所示的裂紋擴(kuò)展計算結(jié)果中，按照外表面裂紋達(dá)到6. 325 mm獲得0. 1、0. 2、0. 3 mm初始裂紋下循環(huán)數(shù)，如表1所示。

根據(jù)低壓渦輪軸高低周復(fù)合疲勞試驗結(jié)果，試驗實際完成的低周循環(huán)數(shù)為1 872，對應(yīng)的高周循環(huán)數(shù)為2 081 664。結(jié)合試驗結(jié)果與表1裂紋擴(kuò)展仿真結(jié)果，可初步預(yù)估初始裂紋介于0. 2～0. 3 mm。

4 故障原因分析和改進(jìn)建議

根據(jù)試驗檢測結(jié)果、有限元仿真和裂紋擴(kuò)展分析，對裂紋故障原因進(jìn)行分析，并提出改進(jìn)建議。

1）材料正常。通過掃描電子顯微鏡觀察可知，斷口附近未見明顯冶金缺陷；金相組織檢測未見異常。

2）未去除重熔層、有微裂紋。體視鏡和金相檢測均發(fā)現(xiàn)，裂紋孔內(nèi)壁局部可見重熔層，且重熔層表面存在微裂紋，表明該通油孔未按照加工工藝流程要求徹底打磨去除重熔層。在微裂紋下會加劇表面的缺口敏感性，降低表面的抗疲勞性能［20］。

3）疲勞損傷。由掃描電鏡可知，裂紋起源于孔內(nèi)壁重熔層區(qū)域，由有限元仿真可知，該區(qū)域應(yīng)力較大，裂紋萌生起始應(yīng)力較大；擴(kuò)展區(qū)有細(xì)密的疲勞條帶和二次裂紋等特征，為典型疲勞斷裂失效。根據(jù)裂紋擴(kuò)展分析，初始裂紋長度介于0. 2～0. 3 mm。

綜上所述，低壓渦輪軸通油孔內(nèi)側(cè)表面存在部分重熔層且有可見微裂紋，在較大的高、低周復(fù)合載荷應(yīng)力作用下萌生疲勞裂紋并發(fā)生了裂紋擴(kuò)展，從而導(dǎo)致通油孔裂紋故障。為了保證通油孔加工質(zhì)量，考慮該位置加工可達(dá)性較差，建議可設(shè)計特殊工裝、采用機(jī)械加工技術(shù)進(jìn)行加工，在保證加工精度的基礎(chǔ)上從根本上杜絕重熔層的影響。

5 結(jié)論

通過對某型航空發(fā)動機(jī)低壓渦輪軸裂紋位置進(jìn)行外觀檢查、斷口分析、表面檢查、金相組織檢查，明確了失效位置及來源，并進(jìn)一步開展有限元分析和裂紋擴(kuò)展仿真模擬試驗失效過程，獲得了初始裂紋對低壓渦輪軸通油孔的影響規(guī)律。主要結(jié)論如下：

1）低壓渦輪軸通油孔裂紋性質(zhì)為疲勞失效，疲勞起始于孔內(nèi)壁表面，距外表面孔口約6 mm。

2）低壓渦輪軸通油孔內(nèi)側(cè)表面存在部分重熔層且有可見微裂紋，在較大的高、低周復(fù)合載荷應(yīng)力作用下萌生疲勞裂紋并發(fā)生了裂紋擴(kuò)展，從而導(dǎo)致通油孔裂紋故障，預(yù)估初始裂紋長度介于0. 2～0. 3 mm，應(yīng)改進(jìn)加工工藝，杜絕軸關(guān)鍵部位產(chǎn)生微裂紋。

3）低壓渦輪軸通油孔裂紋的產(chǎn)生與軸的材質(zhì)無關(guān)。