石凤仙,孙智君,滕跃飞,曹 玮

(中国航发商用航空发动机有限责任公司,上海 200241)

摘 要:某发动机高压涡轮叶片为镍基单晶合金叶片,在室温下进行振动疲劳试验后发现叶片 开裂,通过宏观观察、金相检验和扫描电镜分析等方法对叶片开裂的原因进行了分析。结果表明: 进气边叶根和榫头伸根的开裂形式均为疲劳开裂;进气边叶根气膜孔内壁存在多处小缺口及榫头 伸根亚表面存在疏松缺陷,这些缺陷部位容易形成裂纹源,促进了裂纹的萌生,裂纹扩展后最终导 致开裂失效。

关键词:涡轮叶片;气膜孔;疏松;应力集中;疲劳开裂 中图分类号:TG115 文献标志码:B 文章编号:1001-4012(2021)01-0058-03

涡轮叶片作为航空发动机的关键部件,长期服 役在高热冲击和复杂循环热应力的环境下[1-2],其所 用材料经历了从变形高温合金、铸造等轴晶高温合 金、定向柱晶高温合金到单晶高温合金的发展历程。 单晶高温合金因为没有晶界,少含或不含晶界强化 元素,初熔温度较高,可进行较高温度的固溶热处 理,从而能显著提高材料的高温力学性能。由于单 晶高温合金具有良好的高温持久性能、抗热疲劳性 能、抗氧化性能以及抗腐蚀性能等,在航空发动机及 燃气轮机上被广泛应用[3],许多国家都把采用单晶 高温合金叶片作为提高航空发动机力学性能的一个 重要措施[4]。 为了获得镍基单晶合金涡轮叶片的疲劳极限和 应力-寿命(S-N)曲线,对某批次镍基单晶合金涡轮 叶片进行振动疲劳试验,试验后发现叶片发生了开 裂。为找到开裂的原因,笔者对产生裂纹的叶片进 行了一系列理化分析,以期为优化单晶叶片的制造 工艺提供依据。

1 理化检验

1.1 宏观观察

对开裂叶片进行宏观观察,发现叶片进气边叶 根部位和榫头伸根部位存在裂纹。进气边叶根裂纹 主要有两种,一种先沿与主应力垂直方向扩展,后沿 与叶片轴向呈45°角方向扩展,长约14mm,裂纹位 置及宏观形貌如图1a)中标记1-1所示;另一种与叶 片轴向呈45°角贯穿至榫头伸根部位,长约11mm, 裂纹位置及宏观形貌如图1a)中标记1-2所示;榫头 伸根裂纹位于排气边榫齿面第一榫齿上方及缘板加 强筋圆弧界面上,沿与叶片轴向呈45°角方向扩展, 裂纹位置及宏观形貌如图1b)中标记2所示。

1.2 断口分析

对于上述两种裂纹,分别打开并清洗断口,在 Sigma500型扫描电镜(SEM)下进行观察。 进气边叶根裂纹断口的宏观形貌如图2所示, 可见断口比较平坦,裂纹均呈多源线源形式由气膜 孔内壁起始,向叶片基体扩展,如图2a)~b)标记所 示;由于扩展方向不同,不同的裂纹源扩展后汇合, 形成台阶状断口,如图2c)所示;裂纹扩展区可见清 晰的扩展棱线和疲劳条带,如图2d)所示。 榫头伸根断口也比较平坦,裂纹由榫头缘板加 强筋圆弧面亚表面起始,向榫头内部扩展,如图3a) 所示;裂纹源区发现疏松缺陷,裂纹扩展区可见清晰 的扩展棱线,如图3b)所示。

1.3 金相检验

分别在两种裂纹附近截取金相试样,经机械研 磨、抛光和浸蚀后,在 AxioImagerM2m 型光学显 微镜下 对 抛 光 态 和 浸 蚀 态 试 样 的 显 微 组 织 进 行 观察。 叶片叶根气膜孔的抛光态形貌如图4所示,可 见气膜孔内壁存在多处小缺口。叶片叶根裂纹及榫 头伸根裂纹附近的显微组织形貌如图5所示,可见 其显微组织正常,主要由 γ+γ'+(γ+γ')共晶组 成,除局部疏松外,未见其他明显缺陷。

2 分析与讨论

从叶根气膜孔金相检验结果可以看出,气膜孔内 壁有多处小缺口,存在应力集中现象,在高周振动疲 劳试验中,裂纹容易在气膜孔内壁萌生和扩展,从叶 根断口形貌可以看出,进气边叶根裂纹均呈多源线源 形式由气膜孔内壁起始,向叶片基体扩展。叶片的开 裂由裂纹萌生、稳定扩展和瞬断3个阶段组成,呈多 源开裂特征。扩展初期,在较大振动应力作用下,裂 纹呈现多源线源起始特征,断口与主应力方向垂直, 随后,疲劳裂纹在一组相互平行但高度不同的平面 (特定的晶体学平面)上独立向前扩展,直至相互间在 撕裂棱处汇合,形成台阶状断口,裂纹扩展区主要由 扩展棱线组成,扩展后期可见清晰的疲劳条带[5]。 目前涡轮叶片气膜孔采用电火花或飞秒激光加工,气膜孔的引入会破坏涡轮叶片整体结构的完整 性,可能产生电弧烧伤、重熔层或不规则缺口等缺 陷[6]。气膜孔表面完整性不良,引起应力集中,使其 成为叶片结构强度的薄弱部位,从而对叶片的疲劳 强度和寿命产生较大的影响,因此,在气膜孔加工过 程中,应通过探索及优化电火花和激光脉冲能量密 度、脉冲持续时间、扫描速率等工艺参数,以实现无 重熔层、无微裂纹的加工制孔,提升气膜孔表面完整 性,同时增加气膜孔表面完整性检测次数,控制气膜 孔表面缺陷,减少涡轮叶片疲劳裂纹的萌生[7-8]。 从榫头伸根的金相检验结果可以看出,榫头伸 根的显微组织主要由γ+γ'+(γ+γ')共晶组成,未 见明显异常,由榫头伸根断口形貌可以看出,裂纹由 榫头缘板加强筋圆弧面亚表面处起始,向榫头内部 扩展,裂纹源区发现疏松缺陷。有研究[9-10]表明,某 航空发动机涡轮叶片在服役过程中发生断裂,榫头 伸根部位聚集分布的铸造疏松缺陷是该叶片早期疲 劳断裂的主要原因,榫头伸根位置属于叶片危险部 位,在振动应力的作用下,危险位置截面处存在疏松 时,会使有效承载面积减小,承载能力下降,促进叶 片裂纹在此处萌生和扩展。 刘丽玉等[11]研究表明,目前在很多型号单晶叶 片的振动疲劳试验中频繁暴露出由疏松等冶金缺陷 引起的疲劳破坏的问题,冶金缺陷对叶片的服役安 全有较大的影响。因此在解决冶金缺陷对单晶叶片 开裂失效的问题时应从工艺角度上减少和避免缺陷 的产生,并制定经济可行的缺陷标准,通过无损检测 等手段加强对缺陷的检测。 3 结论及建议

进气边叶根和榫头伸根的开裂形式均为疲劳开 裂。进气边叶根气膜孔内壁存在多处小缺口以及榫 头伸根亚表面存在疏松缺陷,这些缺陷促进了裂纹 的萌生,裂纹扩展后最终导致叶片开裂失效。 建议改善叶片气膜孔加工工艺,提高气膜孔表 面完整性,采用无损检测等技术加强对榫头的缺陷 检测

来源：材料与测试网