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叶片的故障和故障类型因工作环境的不同而有所不同,常见的故障有:
裂纹断裂,强度不足和高低疲劳损伤,相对前三种故障,高低疲劳损伤发生得最多。
(1)强度不足及其故障模式
叶片的强度不足故障是指叶片工作时某一部位或断面的应力超过材料的断裂应力而造成损伤。
这种故障大部分是由于叶片设计时裕度不够,受叶片截面内部留有残缺隐患或瞬态冲击载荷所造成。
比如工艺缺陷,叶片材质不好和环境影响等因素。
强度不足的故障模式有:
挠曲,形变,裂纹以及断裂等等。
(2)高周期疲劳损伤及其故障模式
叶片高周疲劳损伤即通常说的高循环应力疲劳损伤,其疲劳一方面取决于叶片的疲劳应力水平,叶片的应力循环次数。
另一方面取决于叶片振动应力水平的高低,应力越高,循环次数越低。
叶片的高周疲劳断裂部位常位于叶片的最大应力截面,叶片的最大应力截面和振型相关。
对于一阶弯曲振动,最大应力截面沿着叶尖向上移,其断口轨迹一般为一条直线。
对于复合振型和扭曲振型,其最大应力截面亦因振型不同而不同。
对于高阶振型,最大应力截面亦随阶次的增高沿着叶尖向上移,其断口轨迹是先平后翘。
故研究叶片的断裂部位与断口轨迹,均能够判断叶片属于哪种振型的振动故障。
叶片的高周疲劳大部分属于共振疲劳损伤,其排除方法通常是避开共振,即一是改变叶片的固有频率;
二是改变激振频率。
高周疲劳故障模式一般表现为裂纹和断裂。
(3)低周疲劳损伤及故障模式
叶片低周疲劳损伤又称作大应变疲劳损伤。
因应力水平较高,其损伤的疲劳循环次数较低,通常循环次数N<103。
低周疲劳损伤大都由于叶片颤振现象或叶片气弹失稳现象所造成,因此也称作颤振故障,它主要在特定条件下由叶片弹性耦合与气动力特性所确定。
叶片低周疲劳损伤的断口特征通常也有三个区域,裂纹的形成区和扩展区交集在一块,疲劳弧线较粗糙,疲劳条带间距较大,表面粗糙。
这与高周疲劳断口有显著的不同。
低周疲劳故障模式一般也表现为裂纹和断裂。
总而言之,叶片振动故障在航空发动机中被归类为具有极大危险程度且多发性的故障,其发作机理有时是较复杂的,排故方法亦是多样化的,是从事于发动机研究、设计、生产和维护者们必须注意的问题。
第2章WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障
2.1故障现象
1991年5月30日,东方航空一架某型号飞机从厦门返回南昌。
飞机滑入跑道请求起飞,这时右发转速102﹪,排气温度430-450℃,发动机参数无异常,收到起飞命令后,推油门过程中猛听一声闷响,右发转速急速下降,当即停车。
1991年11月24日,太原航空一架某型号发动机于太原空域油门由12°
向22°
推进时发出“咚”闷响,扭矩压力减为0,振动极其大,驾驶人员马上将油门由22°
推向30°
,扭矩压力恒定,温度屑信号灯变亮。
立即使用人工顺桨停车,单发成功着陆。
1991年12月10日,吉林局某型号飞机在合肥正准备起飞。
机械师将油门推到20°
,这时右发的T4温度为260°
,振动值0.6g,发动机的工作参数无异常。
随即在把油门推到26°
的一瞬间,右发突然发出“砰”的一声响,紧接着飞机振动剧烈。
机组火速取消螺旋桨限动,关掉停车电门。
这时排气温度640℃,飞机单发滑回停机坪。
1992年1月17日,在南京机场起飞滑行过程中的东方航空某型号飞机,左发某型号发动机忽然猛烈颤动,当即停车。
故障出现后,为确保飞机和人员安全,在没有查清故障原因以及落实排故措施的情形下,该型号飞机全部停飞。
2.2故障原因分析
2.2.1发动机分解检查
以上四台故障发动机在返会大修厂解剖检查时发现,某型号一级发动机涡轮工作叶片统统断开,其余三台各有1片一级涡轮工作叶片断开(见图2-1),四台发动机的第二和第三级涡轮工作叶片、各级导向叶片和他关联零件全都受到不同程度地损伤。
从故障现象大致可以断定四台发动机故障全是由一级涡轮工作叶片这一段造成的。
图2-1折断叶片
2.2.2理化分析
(1)断口分析
为了确定首断件,排除受害零件,对故障发动机所有断裂件展开断口分析。
经分析确认,四台发动机中各有1片一级涡轮工作叶片是疲劳断裂,剩下断裂件都是瞬间被动破坏。
仔细观察这4片一级涡轮工作叶片的折断面,能够看到两个形貌不同的区域组成了断口(图2-2、3、4),即疲劳区和瞬断区,严重缺陷存在于每个疲劳区,每个叶片缺陷具体情况及工作时间见表2-1。
图2-2断口低倍放大全貌图2-3主疲劳扩散区形貌
表2-1叶片缺陷情况及工作时间表
发动机号
叶片件号
工作时间/h
缺陷性质及状态
12WJ5AI900248
775.04.002
1219
断面上存在严重显微疏松和一个3.2mm×
2.0mm的气孔
12WJ5A850086
775.04.001
2338
断面上存在一处2.5mm×
2.0mm的氧化皮夹杂
12WJ5A850077
521
加强筋上存在一处2.2mm×
1.8mm的夹砂
12WJ5A910311
556
断面上存在三处平坦的脆断区
需要阐明的是,在工艺过程中运用Sn-Bi合金定位后,叶片表面残留Sn、Bi元素是导致Sn-Bi12WJ5AI910311号发动机叶片缺陷的形成的因素之一。
合金于叶片的工作温度下呈液态,对叶片的材料—K405合金能产生致脆效果,因而其折断叶片的断口属于脆断;
另外的全是冶金缺陷,这和铸造过程中的偶然因素息息相关,因在X光的检验盲区没有发现缺陷。
同时疲劳条带在断口上清晰可见,这些疲劳条带全都起始于缺陷处。
经过断口分析能够确定,带有缺陷的一级涡轮工作叶片是四起故障的罪魁祸首。
(2)材质分析
一级涡轮工作叶片通过K405合金在真空条件下精铸而成,每熔批全都进行了力学性能以及化学成分检测,然后记录存档。
通过检查故障件熔批的理化分析记录,其力学性能和化学成分符合验收技术标准,因而可以排出材料力学性能不达标造成故障的因素。
(3)过热分析
通过四台发动机故障叶片金相检测,没有发现γ′相聚集、长大、回溶现象,因此排出了金属过热造成故障的因素。
2.2.3台架动应力测试
为查明在发动机全转速范围内一级涡轮工作叶片是否有危险共振产生,展开了台架动应力测试,该试验运用电测法进行,试验结果显示:
没有发现一级涡轮工作叶片在发动机全转速范围内存在危险的共振。
2.2.4结构应力计算分析
一级涡轮工作叶片为伸根结构、对分大圆弧齿带冠、叶身带7个径向冷却孔。
为了避开冷却孔进气口,伸根设计成和中心线成32º
50'的夹角,设一加强筋在叶身重心下方。
针对四起折断故障的断裂部位全都是伸根段,为查明强度设计的薄弱区域是否存在于申根段,运用大型的结构应力分析计算程序对伸根段展开了三维的有限元弹性应力分析。
计算状态:
取最大载荷状态-起飞Ⅱ状态。
伸根段的工作温度:
660℃。
660℃时材料的屈服极限:
σ0.2=754MPa。
临界条件:
依据叶片实际工作情况设计三种临界条件,三种临界条件在工作时均可能出现。
计算结果显示,三个大应力区存在于叶片申根段:
1区—第一隼齿齿底;
2区—伸根与下缘板转接段下部;
3区—伸根的加强筋上部。
三个大应力区于各种临界条件下的最大主应力见表2-2。
表2-2三种临界条件下大应力区的最大主应力
大应力区
第一种临界条件
第二种临界条件
第三种临界条件
Ⅰ区
1652
1092.6
1062
Ⅱ区
754.2
723.6
605.7
Ⅲ区
823.5
887.4
814.5
为检验计算的准确性,还进行了光弹实验。
光弹试验结果与应力计算结果大体一致,因而验证了以上结果。
能够看出,于三种临界条件下,除开Ⅱ区在屈服极限附近外,Ⅰ、Ⅲ区局部应力均已高于屈服极限,Ⅰ区的弹性应力最大,然依据计算结果,Ⅰ区的应力梯度相对较大,因此,尽管在此区产生了疲劳裂纹,其扩展速度也相当缓慢,厂内的各种试车已验证了这一点,而Ⅱ区虽然应力水平低于Ⅰ区,然其应力梯度较小,故一旦产生裂纹便会迅速扩展,造成叶片折断,四起故障均属这种模式。
2.3故障分析结论
经过以上分析可得出下面的结论:
(1)一级涡轮工作叶片从伸根处疲劳断裂,断裂的叶片飞出后打坏后面的涡轮工作叶片和导向叶片,导致发动机失效。
(2)一级涡轮工作叶片疲劳断裂的根源是伸根处存在大应力区,并且在大应力区存在不应有的冶金铸造缺陷和工艺污染。
正是这些在大应力区内的缺陷和污染成为疲劳源,并萌生裂纹,裂纹迅速扩展导致叶片折断。
2.4防止涡轮叶片断裂的措施
实况飞行中,引起涡轮叶片断裂的因素很多,从根本上讲是当作用在涡轮叶片的内部应力超过其材料强度极限时,就会破坏材料内部分子的结构,使涡轮叶片产生裂纹,进而断裂。
为了防止涡轮叶片断裂,确保涡轮的安全工作,在发动机设计制造、使用、维护等方面都有相应的措施,下面逐项分析。
2.4.1发动机设计制造方面防止涡轮叶片折断的措施
在发动机设计制造方面,主要是通过改进材料、工艺和冷却等措施尽可能提
高涡轮叶片的强度,来防止涡轮叶片的断裂,主要措施有:
(1)采用高强度的耐热材料
目前,燃气涡轮发动机涡轮叶片通常采用镍基合金材料,因为镍基合金材料具有优越的耐热冲击和耐疲劳性能。
今后,随着涡轮前温度进一步升高,已接近金属材料的极限,人们正在探索采用其他非金属材料制造涡轮叶片。
(2)改进叶片制造工艺
改进叶片的制造工艺,可用改变金属材料的晶格结构,从而提高叶片的强度,大大提高叶片的使用寿命。
此外,在涡轮叶片上进行涂层处理,通过热屏障涂层保护可使涡轮局部金属温度降低近150K。
(3)加强涡轮叶片的冷却
涡轮叶片冷却是通过来自压气机出口增压空气对涡轮叶片实施冷却。
对涡轮叶片进行良好的冷却可以大大提高涡轮叶片所能承受的燃气温度。
目前,经过特殊冷却的涡轮叶片可提高300摄氏度。
但对涡轮叶片进行冷却必须是在确保涡轮叶片结构强度基础上进行的,所以技术难度很大。
2.4.2飞行使用中防止涡轮叶片断裂的措施
在飞行使用中,主要是严格遵守发动机的使用规定,防止涡轮叶片承受的负
荷极限,主要应注意以下几点:
(1)注意监控EGT温度,防止发动机超温
实际飞行中,EGT温度是影响涡轮安全工作的最主要参数。
所以,对EGT的重要性怎样强调都不过分,尤其在发动机启动、加速过程中或在高温、高原机场工作时应特别注意监控EGT温度,不允许EGT温度超过个发动机状态下的极限值。
(2)防止发动机超转
发动机超转时,一方面涡轮叶片离心力过大,涡轮叶片容易失效;
同时,发动机处于超压状态,超出了发动机的强度,直接威胁发动机的安全工作。
所以,发动机一般都有较完善的防超装置。
(3)发动机最大状态连续使用时间不超过规定
发动机在最大状态下工作时,由于涡轮叶片承受的负荷很大,叶片将发生一种叫“蠕变”的变形,叶片将逐渐伸长。
所以应限制发动机最大状态连续使用时间不超过规定。
(4)发动机引气量不要过多
目前,大、中型民航机,发动机引气的主要目的是为空调、飞机发动机防冰等系统提供气源,其中主要是空调系统。
所以,飞行中应防止空调引气量不要过大,否则将会引起EGT温度升高,使涡轮叶片的工作负荷加大。
(5)防止外来物进入发动机
外来物一旦进入发动机,由于发动机转动部件高速旋转,相对动能很大,一旦碰到叶片上将会产生极大的撞击力,足以损伤叶片。
总之,涡轮叶片断裂是涡轮最主要的故障,它不但会引起发动机振动加剧,更严重的是会打坏发动机部件,导致发动机着火等后果,进一步发展还将严重威胁飞行安全。
所以,我们必须进一步分析涡轮的工作条件,防止涡轮叶片断裂的办法,确保涡轮的安全工作。
以下是涡轮的工作条件。
首先,涡轮叶片承受很高的热负荷。
为了提高发动机推力,需要尽可能提高涡轮前温度,炽热的燃气直接与涡轮叶片接触,涡轮叶片需要承受很高的热负荷。
由于金属材料的强度随温度的升高而降低,所以,涡轮叶片在高温条件下工作,其材料强度显著降低。
其次,涡轮叶片承受巨大的离心力。
要提高发动机推力,需要提高空气流量,所以必须确保较高的发动机转速。
涡轮叶片在较高转速下旋转,叶片要承受巨大的离心力。
对发动机而言,涡轮叶片承受的离心力与转速的平方成正比,转速越高,离心力越大。
由于叶片承受巨大的离心力,其内部会产生很大的应力,叶片将被拉长。
最后,涡轮叶片承受燃气的交变力。
发动机实际工作中,由于受到燃烧室各燃油喷嘴的喷油量不可能绝对均匀等情形的影响,涡轮前燃气温度和压力的分布是不均匀的,进而造成燃气作用在涡轮叶片上的力各不相同。
随着涡轮旋转,涡轮叶片将受到燃气周期性变化的交变力作用,这种交变力会使涡轮叶片发生振动,引起叶片内部产生附加应力,容易是叶片发生疲劳而失效。
所以了解涡轮的工作特点是我们预防和排除故障的前提和关键。
第3章涡轮工作叶片裂纹故障
3.1故障现象
叶片裂纹问题在发动机涡轮叶片毛病中属于频发和恼火的问题,在某型号发动机大修过程中,其高压涡轮叶片裂纹统查结果中叶片裂纹过多叶片占叶片总量的5%-6%。
表3-1给出了WP7和WP13两类发动机一级涡轮工作叶片裂纹统查表。
表3-1WP7和WP13系列发动机一级涡轮工作叶片裂纹统计表
裂纹类型
发动机工作
时间(h:
min)
发现裂
纹时间
裂纹叶片
数量及特征
叶片过热
过烧裂纹
32P7B402087
99:
57/200:
20
1989年4月
94片单片裂纹
32P7B402013
57/195:
25
1990年6月
61片有裂纹
P7830163
34:
02
1988年
87片进气边裂纹
P13AⅡ9043
33:
10
1992年
94片全部有裂纹,单片2-5条裂纹
15ⅡP72087
199:
17
1990年
5、7、29、36、88号叶片有裂纹
叶片冶金缺
陷诱发裂纹
P7850426
98:
:
30
1988年3月
2片叶片有裂纹
P7830175
104:
05
把号叶片进气边有裂纹,全级报废
P7820103
299:
46
1998年
5号叶片有铸造缺陷
P7840326
95:
57
1987年
83号叶片有裂纹
15ⅡP7872
29
60号叶片进气边横向裂纹
涡轮工作叶片叶身上的裂纹故障属于频发性的,这一点在统计表中清晰可见,这在各种发动机上都发生过,是一种严重的质量恶根,故障中通常有:
叶片过热过烧裂纹和叶片冶金缺陷所诱发的裂纹。
3.2故障原因分析
初期剖析,叶片所处的恶劣工作环境和性质是涡轮叶片产生裂纹故障的主要决定因素:
(1)叶片处在高温、高转速的工作环境之中,承受很大的运转过程中的离心力和气动力作用,出现拉伸应力与弯曲应力。
(2)叶片受振动力是由于高速燃气流的脉冲作用。
(3)温度分布的不同导致了叶片上的温差应力。
(4)发动机启动或停车使叶片上的温度剧烈变化,进而造成叶片的热疲劳。
(5)叶片产生腐蚀是由于燃气中有杂质的存在。
3.2.1叶片叶尖裂纹状态
(1)叶尖裂纹故障的形貌分析
叶片叶尖裂纹展开着色显示和放大镜的观察和记录后,高压涡轮叶片叶尖裂纹的分布是叶背裂纹数量显然少于叶盆面,并且曲率半径嘴大处是叶盆裂纹的主要集中地。
裂纹在通常情形下最短0.2mm,最长4.4mm。
研究对象取随机抽取的一片叶片,在扫描电镜的观察下,叶尖端面存在有明暗相间的磨损条带是清晰可见的(见图2-1),如图3-2,通过能谱分析(见图3-3、3-4),可以看到有氯、氧、碳元素存在,证明叶尖经历了相当复杂的热腐蚀过程。
图3-1叶尖端面磨损形态图3-2磨损带的明暗区
图3-3暗区能谱分析图3-4明区能谱分析
(2)叶尖裂纹的形态分析
依旧研究对象取这一片叶片,将其分解后,可以看到叶尖叶盆一侧存在一条裂纹,有三条裂纹存在于叶背一侧,用线切割将叶片按图2-5所示部位切下的目的为了确定在大裂纹周围是否还存在小裂纹制成金属试样,裂纹直线距离最长为3mm,最短为60µ
m,裂纹间距在250µ
m-1500µ
m范围内。
有两次向上分叉发生于最长的裂纹1处,裂纹编码、布局以及直线的长度如图2-5所示。
图3-5叶片切片部位及裂纹分布示意图
在扫描电镜观察下发现,不管是大裂纹扩展路径均很平直而无分叉(图3-6和图3-7),端口较光滑(图3-8),穿晶发展的特征清晰可见,裂纹在定限度,氧化以及塑性变形累计损伤很大的情况下,分叉便会出现于裂纹(图3-9)。
腐蚀产物存在于裂纹内部(图3-10)
图3-6平直无分叉大裂纹图3-7平直无分叉小裂纹
图3-8主裂纹开口段平直图3-9有两个分叉的主裂纹
图3-10裂纹内部腐蚀产物存在
总体说来,上述所研究裂纹有一下特点:
①叶背断裂显然少于叶盆;
②曲率半径最大处是裂纹的多发区;
③裂纹长短不一,大裂纹旁和小裂纹交替存在;
④分叉的属于长裂纹,不分叉的属于短裂纹;
⑤裂纹首端又平又直;
⑥裂纹内部存在有腐蚀产物;
3.2.2裂纹形成及发展特征
首先,对图3-5所示的叶片切片试验抛光在金相显微镜下观察时发现,试样表面在没有用任何侵蚀剂侵蚀的条件下,明显发现了晶界,这表明叶片尖部有大量的腐蚀坑存在(图3-11,)在裂纹(图3-12)的起始端有明显的腐蚀坑。
经能谱分析裂纹内的腐蚀产物主要为碳化物和氧化物(见下表3-2)将小裂纹在放大镜下观察,发现在腐蚀层中央有裂纹,裂纹在腐蚀层内扩展,但裂纹尖端没有穿过腐蚀层,这表明主裂纹是先腐蚀后开裂的(图3-13、图3-14)。
表3-2裂纹内部腐蚀产物能谱分析
元素含量
C
O
Al
W
Nb
Ti
Cr
Co
Ni
Wt%
20.07
19.09
5.37
10.89
1.67
5.85
17.85
5.12
14.08
At%
42.48
30.34
5.07
1.51
0.46
3.11
8.73
2.21
6.10
图3-11表层腐蚀坑图3-12腐蚀坑引起的裂纹
图3-13钉状裂纹图3-14钉状裂纹
在裂纹扩展过程中,热循环导致材料材料和裂纹表面不断腐蚀氧化,有时材料会出现大块腐蚀氧化脱落现象(图3-15),裂纹增宽。
能谱分析结果如表3-3,从表3-3中得出,裂纹中部仍然以氧化物和碳化物为主,出现了很多Al2O3块。
在热循环过程中,虽然材料破坏大部分为穿晶,然而因局部晶界氧化严重而产生沿晶开裂(图3-16、表3-4)时有存在,γ-γˊ共晶处是裂纹分叉的多发地,腐蚀顺着晶界择优展开,裂纹大多沿晶界扩张,然也存在裂纹穿过晶粒与氧化裂纹相联结而扩展(图3-17、图3-18)。
于应力垂直的裂纹尖端没有腐蚀产物,裂纹属于先开裂后腐,而不与应力垂直的裂纹尖端有腐蚀产物,是先腐后开裂。
图3-15主裂纹中部腐蚀产物图3-16分叉裂纹尖端氧化开裂
图3-17主裂纹的第一个分叉沿晶扩展
图3-18主裂纹的第二个分叉裂纹沿晶扩展
表3-3图3-14所示各点能谱分析
各点
元素
1
2
3
4
5
6
16.44
49.04
14.77
40.82
15.51
37.27
14.0
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