某型發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片掉角故障分析

可成河，鞏孟祥，趙鑫

（1.駐沈陽黎明航空發(fā)動機(jī)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司軍事代表室，沈陽 110043；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽 110015）

某型發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片掉角故障分析

可成河1，鞏孟祥1，趙鑫2

（1.駐沈陽黎明航空發(fā)動機(jī)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司軍事代表室，沈陽 110043；2.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，沈陽 110015）

可成河（1963），男，高級工程師，從事航空發(fā)動機(jī)裝配工藝研究工作。

針對某型發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片掉角故障，分別進(jìn)行了斷口分析、強(qiáng)度計算、振動模態(tài)試驗和整機(jī)動應(yīng)力測試，綜合分析結(jié)果表明：第6級靜子葉片掉角斷口均屬于高周疲勞；實測第9階振型的最大相對振動應(yīng)力區(qū)與故障葉片的裂紋起始位置吻合；第9階自振頻率對葉尖附近的弦長、厚度及尾緣R的尺寸微小變化很敏感。采取了增加頻率限制、對涂"W"漆前的吹砂工藝進(jìn)行細(xì)化以保護(hù)葉片的措施，使得該故障得以排除。

高壓壓氣機(jī)；靜子葉片；掉角故障；航空發(fā)動機(jī)

0 引言

航空發(fā)動機(jī)發(fā)展史是伴隨著故障的發(fā)生、排除、再發(fā)生與再排除的過程。通過故障分析，找出故障原因，從而采取有效措施排除，不僅能解決航空發(fā)動機(jī)設(shè)計與使用中的難題，而且能舉一反三地應(yīng)用于在役發(fā)動機(jī)的改進(jìn)中，從而提高發(fā)動機(jī)的設(shè)計與制造能力。3臺某型發(fā)動機(jī)在試車時分別發(fā)生1片高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片排氣邊葉尖掉角故障，故障葉片具有以下共同特點：（1）3個故障葉片掉角位置均位于葉尖排氣邊；（2）3個故障葉片掉角形貌相近；（3）3起掉角故障均在工廠試車后分解時發(fā)現(xiàn)，且總工作時間較短；（4）除了掉角葉片，同級其它靜子葉片沒有發(fā)現(xiàn)裂紋；（5）掉角引起的第7級轉(zhuǎn)子葉片2次損傷較輕，燃燒室、渦輪等部件未見打傷，沒有對發(fā)動機(jī)試車造成影響。通過對故障葉片進(jìn)行斷口分析和強(qiáng)度計算與試驗，找到了故障發(fā)生的原因，并采取了相應(yīng)的解決措施，使故障得以排除。

本文詳細(xì)介紹了某型發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片掉角故障原因的分析過程和方法。

1 斷口分析

1.1 宏觀觀察

故障葉片外觀如圖1所示，斷口宏觀形貌如圖2所示。從圖1、2中可見，掉角均呈魚鉤狀，斷口均已氧化變色。

圖1 故障葉片外觀

圖2 斷口宏觀形貌

1.2 斷口形貌分析

3個葉片斷口的形貌相似，均可分為a區(qū)和b區(qū)。

3個故障葉片a區(qū)的低倍2次電子像如圖3所示，從圖中可知，其斷口為疲勞斷口。每個斷口存在3個彼此獨立的斷裂部分A、B、C。這意味著存在3個疲勞源，主疲勞源位于葉尖與葉背的交界處附近；其他2個疲勞源分別位于靠近葉尖的葉盆側(cè)和葉背側(cè)。主疲勞源磨損嚴(yán)重，在未磨損區(qū)域呈現(xiàn)疲勞特征，未見明顯的冶金缺陷，如圖4所示。

3個故障葉片b區(qū)的低倍2次電子像如圖5所示。b區(qū)右側(cè)為疲勞擴(kuò)展區(qū)，根據(jù)疲勞弧線形狀可以確定疲勞裂紋由斷口右側(cè)向左側(cè)擴(kuò)展，排氣邊左側(cè)較粗糙，有韌窩特征，為瞬斷斷口，面積較小。

圖3 斷口a區(qū)2次電子像

圖4 葉片3葉尖位置的形貌

將故障葉片1、2的葉身表面W涂層去除，以便于對掉角葉片的主疲勞源處的表面進(jìn)行掃描電鏡觀察，在掃描電鏡中觀察葉身表面，經(jīng)過吹砂處理的葉身表面顯微形貌有些粗糙，如圖6所示；在主疲勞源處葉片表面不夠圓滑，如圖7所示。

圖5 斷口b區(qū)2次電子像

圖6 葉片1葉背表面的2次電子放大像

1.3 材質(zhì)分析

1.3.1 金相組織

對故障葉片1、2進(jìn)行金相組織檢查，二者金相組織形貌一致，未見過熱過燒特征和其他冶金缺陷，其組織正常，如圖8所示。

1.3.2 化學(xué)成分分析

由于葉片質(zhì)量較小，未進(jìn)行氫的質(zhì)量分?jǐn)?shù)檢查。僅對故障葉片2進(jìn)行化學(xué)成分分析，化學(xué)成分均符合1Cr12Ni2WMoVNb合金的技術(shù)要求，其檢查結(jié)果見表1。

1.4 斷口分析結(jié)論

圖8 葉片1縱向金相組織

圖7 葉片1葉尖側(cè)主疲勞源及其附近斷口的2次電子放大像

表1 葉片2掉角葉片化學(xué)分析結(jié)果w/%

（1）3臺故障發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片掉角斷口形貌相近，均屬于高周疲勞，初始疲勞源位于葉尖與葉背的交界處附近，斷口疲勞源處均未見明顯的冶金缺陷；

（2）對去涂層后的故障葉片1、2進(jìn)行高倍觀察發(fā)現(xiàn)，葉尖倒角不夠光滑，吹砂表面較粗糙，可能會促進(jìn)疲勞裂紋萌生。

2 強(qiáng)度振動計算與試驗

2.1 靜應(yīng)力計算分析

某型發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片為懸臂結(jié)構(gòu)，由特征點處應(yīng)力值及應(yīng)力沿葉高分布可知：

（1）在設(shè)計點狀態(tài)，前緣特征點處于壓應(yīng)力狀態(tài)，葉背側(cè)和尾緣特征點處于拉應(yīng)力狀態(tài)，葉身各截面最大應(yīng)力點位于葉背側(cè)。

（2）葉身應(yīng)力由葉根到葉尖依次減小，整個葉片葉身的最大應(yīng)力出現(xiàn)在葉根截面葉背側(cè)的特征點，為439 MPa；葉尖附近靜應(yīng)力水平很小，葉尖處為0；在距葉尖5 mm范圍內(nèi)，尾緣特征點的應(yīng)力不大于30 MPa。

由于葉尖附近的靜應(yīng)力較小，不會出現(xiàn)因靜強(qiáng)度儲備不足破壞或者低循環(huán)疲勞破壞的失效模式。2.2振動特性分析

2.2.1 計算與試驗結(jié)果綜合分析

采用有限元分析法計算了某型發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片第1～11階的振型、振頻和相對振動應(yīng)力分布；采用激光散斑干涉法對該葉片進(jìn)行了第1～11階的振型、振頻試驗。計算得到的第1～8階及第11階振型與試驗測得的振型完全吻合；第9、10階振型存在一定差別，2階計算振型按同相位和反相位疊加后的結(jié)果與試驗結(jié)果完全相同（如圖9所示）。可見由于第9、10階的頻率差較小，振型產(chǎn)生了耦合現(xiàn)象。

相對振動應(yīng)力分布表明：只有實測第9階振型的最大相對振動應(yīng)力位于葉尖靠近排氣邊的葉背處，與故障葉片的裂紋起始位置相吻合。

試驗結(jié)果表明：第9階振型的頻率對葉尖附近型面弦長、厚度及尾緣R的尺寸微小變化很敏感，對于葉尖附近葉型偏薄、弦長偏長的葉片，其高階自振頻率明顯減??；尾緣偏薄，第9、10階振型的頻率差縮小。

圖9 第9、10階疊加后的葉片振型

2.2.2 共振分析

某型發(fā)動機(jī)高壓壓氣機(jī)第6級靜子葉片產(chǎn)生激振的因素有上游87片第5級轉(zhuǎn)子葉片、95片第6級轉(zhuǎn)子葉片和下游101片第7級轉(zhuǎn)子葉片。

實測結(jié)果的坎貝爾圖（如圖10所示）表明：101E是在設(shè)計點激起第9階共振的激振源。絕大部分葉片在工作轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)不會發(fā)生第9階共振，只有在葉片第9階自振頻率較低的情況下，才會發(fā)生共振。

圖10 實測振動坎貝爾圖

2.2.3 整機(jī)動測分析

進(jìn)行了整機(jī)動應(yīng)力測試，動測坎貝爾圖如圖11所示。測試到葉片的振動有2階：（1）由K=95，K=101激起的第7階共振，共振轉(zhuǎn)速為12410～12780 r/min，振動頻率為19660～21520 Hz；（2）由K=108激起的第9階振型的強(qiáng)迫振動，測得最高振動轉(zhuǎn)速為12780 r/min，振動頻率為23030 Hz。

第7階振型共振不是掉角故障發(fā)生的原因，因為貼片引線前后葉片振動特性的對比試驗表明：貼片引線影響葉片的頻率，各階振型沒有變化；貼片后第7階固有頻率平均提高4379 Hz左右，共振轉(zhuǎn)速相應(yīng)提高2600 r/min左右。

在沒有應(yīng)變計影響的葉片中，其第7階振型的共振轉(zhuǎn)速應(yīng)該在10180 r/min左右，氣動負(fù)荷減小，則應(yīng)力減小。第7階最大應(yīng)力點位置不在葉尖，與故障葉片掉角位置不同。

第9階振型共振是掉角故障發(fā)生的主要原因，分析如下：按動測結(jié)果，在未與激勵因素（K=101、95）相交，即第6級靜子葉片前后轉(zhuǎn)子葉片尾流激勵未完全耦合的情況下，測試的最高轉(zhuǎn)速為12780 r/min，葉片已經(jīng)發(fā)生振動。剔除應(yīng)變計的影響，考慮頻率“公差帶”的范圍，按坎貝爾圖分析，會有個別葉片的第9階振型出現(xiàn)在發(fā)動機(jī)最大轉(zhuǎn)速附近。

圖11 整機(jī)動測坎貝爾圖

3 故障原因分析及排故措施

3.1 故障原因

根據(jù)斷口分析、強(qiáng)度計算、振動模態(tài)試驗和整機(jī)動應(yīng)力測試結(jié)果，對故障原因綜合分析如下：

（1）斷口分析結(jié)果表明，3臺故障發(fā)動機(jī)的第6級靜子葉片掉角斷口均屬于高周疲勞，初始疲勞源均位于葉尖與葉背的交界處附近，距葉片排氣邊約2～4 mm，產(chǎn)生初始裂紋的應(yīng)力較大，裂紋擴(kuò)展的應(yīng)力較?。?/p>

（2）相對振動應(yīng)力分布表明，只有實測第9階振型的最大相對振動應(yīng)力區(qū)與故障葉片的裂紋起始位置吻合；

（3）振動特性計算和模態(tài)試驗結(jié)果表明，第9階自振頻率對葉尖附近的弦長、厚度及尾緣R的尺寸微小變化很敏感；葉尖附近葉型偏薄、弦長偏長的葉片的第9階自振頻率明顯降低，其中自振頻率降低幅度較大的個別葉片在最大工作轉(zhuǎn)速附近發(fā)生共振，可能導(dǎo)致葉片掉角。

3.2 排故措施

（1）對第6級靜子葉片增加頻率限制要求，第9階振頻不得小于24100 Hz（允許測量誤差為±50 Hz）。當(dāng)?shù)?階振頻小于24100 Hz時，允許對不滿足要求的葉片在葉型公差范圍內(nèi)沿弦向以拋修葉片排氣邊的方式進(jìn)行調(diào)頻（在距葉尖5 mm葉高范圍內(nèi)）。

（2）對涂“W”漆前的吹砂工藝進(jìn)行細(xì)化和改進(jìn)，加強(qiáng)生產(chǎn)過程中對葉尖區(qū)域的防護(hù)，避免對葉片造成損傷。

4 結(jié)束語

（1）排故措施已在某型發(fā)動機(jī)中采用，使該型發(fā)動機(jī)恢復(fù)批產(chǎn)交付。

（2）已采用排故措施的發(fā)動機(jī)在后續(xù)工廠試車和外場應(yīng)用中，均未發(fā)生掉角故障，在外場的驗證正在進(jìn)一步跟蹤調(diào)研。

（3）采用激光散斑干涉法對故障葉片進(jìn)行了第1～11階的振型、振頻的試驗測量方法已推廣到其他型號發(fā)動機(jī)設(shè)計中。

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Fracture Failure Analysis of Sixth-Stage Stator Blade for an Aeroengine HP Compressor

KE Cheng-he1，GONG Meng-xiang1，ZHAO Xin2
（1.Customer Representaitive in SLEMC,Shenyang 110043，China;
2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015，China）

The fracture analysis,strength calculation,vibration modal test and engine dynamic stress measurement were conducted for the sixth-stage high-pressure stator blade fracture failure of an aeroengine.The analysis results show that the sixth-stage stator blade fracture failure is caused by high cycle fatigue.The measured biggest relative vibration stress region of the ninth mode is correspond with initial position of failured blade crack.The ninth-stage natural frequency is very sensitive to the slight variations of chord length near tip, thickness and size of trailing edge R.The frequency restrict method and the sand blasting technics refined before"w"painting are adopted to protect blade and eliminate failure.

HP Compressor;stator blade;blade fracture failure;aeroengine

2012-01-17