郭 峰，劉德林，梁 偉，俞伯良，劉昌奎

(1.中航直升機(jī)有限責(zé)任公司，天津 300308;2.北京航空材料研究院，北京 100095;3.航空材料檢測(cè)與評(píng)價(jià)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100095;4.中航工業(yè)失效分析中心，北京 100095;5.中航工業(yè)燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

0 引言

鈦合金由于比強(qiáng)度高、耐蝕性好等特點(diǎn)而被廣泛應(yīng)用于航空航天等工業(yè)領(lǐng)域［1］。其中，TCl7鈦合金尤其具有強(qiáng)度高、斷裂韌性好、淬透性高和鍛造溫度寬等獨(dú)特優(yōu)點(diǎn)，特別適用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)盤件對(duì)損傷容限設(shè)計(jì)苛刻、結(jié)構(gòu)效益高、可靠性好及制造成本低的使用要求［2-3］。但在服役過(guò)程中，鈦合金也經(jīng)常出現(xiàn)一些斷裂事故，其中絕大多數(shù)都與疲勞有關(guān)［4］。由于鈦合金對(duì)表面損傷和缺陷具有較大的敏感性，故表面完整性對(duì)鈦合金的疲勞性能，尤其是高周疲勞性能的影響較大［5］。例如，采用相同的工藝，使鈦合金的表面粗糙度Rz由0.16 降至0.12，其疲勞極限則從320 MPa 提高到480 MPa，即大約提高了50%。鈦合金的抗裂紋擴(kuò)展性能與顯微組織密切相關(guān)［6］，疲勞裂紋在等軸組織中擴(kuò)展時(shí)，直接切過(guò)等軸α 相向前擴(kuò)展，擴(kuò)展路徑比較平直［7］，因而擴(kuò)展速率高，即等軸組織的抗裂紋擴(kuò)展能力較差。而如果等軸組織狀態(tài)不良(例如存在大塊α相或呈帶狀分布的條狀α 相)，則材料抵抗裂紋擴(kuò)展的能力會(huì)進(jìn)一步降低。

整體葉盤作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的一種新型結(jié)構(gòu)部件，具有減輕發(fā)動(dòng)機(jī)重量，提高發(fā)動(dòng)機(jī)工作效率等特點(diǎn)而被廣泛采用。但由于葉型復(fù)雜，精度要求高，葉型薄，受力后變形大造成的機(jī)械加工非常困難［8］。對(duì)于鈦合金整體葉盤，由于加工時(shí)容易粘刀，其加工難度相對(duì)其它材料的葉盤更大，加上鈦合金的疲勞性能對(duì)表面完整性極為敏感，因此鈦合金整體葉片的表面加工質(zhì)量必須引起高度重視。某壓氣機(jī)風(fēng)扇部件試驗(yàn)件試驗(yàn)過(guò)程中，葉盤發(fā)生破裂失效。葉盤材料為TC17 鈦合金，整體鍛造成型。本研究通過(guò)斷口宏微觀觀察、金相組織檢查、力學(xué)性能測(cè)試、疲勞模擬試驗(yàn)，確定了葉盤的破裂性質(zhì)和原因，針對(duì)斷裂原因，提出了改進(jìn)措施。

1 試驗(yàn)結(jié)果

1.1 宏觀檢查

葉盤由葉片、盤體、鼓筒組成。所有葉片均斷裂，盤體沿徑向斷裂成若干塊，鼓筒沿周向斷裂。在葉片斷口中，僅1 片葉片斷口整個(gè)斷面均較平坦(圖1)。葉片斷裂于靠近葉根的位置，斷口周圍未見明顯的塑性變形，葉盆一側(cè)存在2 處裂紋源，大致位于葉盆中間略偏向于排氣邊處，距排氣邊分別為26.0、30.5 mm，均呈小線源特征。其他葉片斷口高差較大，未見明顯的平坦區(qū)，斷口周邊可見剪切唇形貌(圖2)，斷口附近的葉盆表面變得較粗糙，為塑性變形特征。

鼓筒斷口呈撕裂形貌，未見明顯的疲勞特征(圖3)。盤體斷口宏觀形貌見圖4，可見盤體斷裂從鼓筒斷口起源。

1.2 微觀觀察及能譜分析

采用JSM-5600LV 型掃描電鏡對(duì)葉盤斷口進(jìn)行微觀觀察。

圖1 葉片斷口宏觀形貌Fig.1 Macro appearance of fracture surface of blade

圖2 其他葉片斷口宏觀形貌Fig.2 Macro appearance of fracture surface of another blade

圖3 鼓筒斷口宏觀形貌Fig.3 Macro appearance of drum fracture surface

圖4 盤體斷口宏觀形貌Fig.4 Macro appearance of disk fracture surface

平坦的葉片斷口裂紋從加工刀痕處起源，測(cè)得源區(qū)Ⅰ的刀痕深度約10 μm(圖5 a)。源區(qū)Ⅱ可見深度約18 μm 的區(qū)域，該區(qū)域呈韌窩形貌，為加工時(shí)粘刀導(dǎo)致材料發(fā)生了撕裂(圖5b)。距葉盆表面約1.0 mm 以外的區(qū)域未見明顯疲勞條帶，呈韌窩形貌，為快速擴(kuò)展區(qū);距葉盆表面約1.0 mm 以內(nèi)的區(qū)域可見明顯的疲勞條帶(圖5c);瞬斷區(qū)呈韌窩形貌(圖5d)。其他葉片微觀呈韌窩形貌，未見疲勞特征。

鼓筒、盤體斷口微觀均呈韌窩形貌，未見疲勞特征。

1.3 顯微組織觀察

從斷裂葉片輪緣上切取試樣進(jìn)行了金相組織觀察，為等軸組織，且金相組織不均勻，多個(gè)部位出現(xiàn)條狀α 相，呈帶狀分布，個(gè)別部位出現(xiàn)大塊α相(圖6)。

1.4 力學(xué)性能測(cè)試

從故障葉盤上取樣進(jìn)行拉伸性能測(cè)試，測(cè)得σ0.2為1 178 MPa(標(biāo)準(zhǔn)為≥1 030 MPa)，σb為1 213 MPa(標(biāo)準(zhǔn)為≥1 120 MPa)，KⅠC為36 MPa·m1/2(標(biāo)準(zhǔn)為≥40 MPa·m1/2)。

1.5 疲勞模擬試驗(yàn)

為評(píng)價(jià)加工刀痕對(duì)材料疲勞性能的影響，加工標(biāo)準(zhǔn)疲勞試樣進(jìn)行疲勞模擬試驗(yàn)。在試樣的最小截面處沿圓周方向刻1 條1/6 圓周長(zhǎng)、約20 μm 深的劃痕。將帶劃痕試樣與光滑試樣在相同應(yīng)力條件下進(jìn)行旋彎疲勞試驗(yàn)，結(jié)果見圖7。由表中結(jié)果可知，疲勞應(yīng)力水平較高時(shí)(730、760 MPa)，帶劃痕試樣與光滑試樣的疲勞壽命差異不大;而當(dāng)疲勞應(yīng)力水平相對(duì)較低時(shí)(640、670、700 MPa)，與光滑試樣相比，帶劃痕試樣的疲勞壽命顯著降低。

圖5 葉片斷口微觀形貌Fig.5 Micro appearance of fracture surface of blade

圖6 斷裂葉片的顯微組織Fig.6 Microstructure of fractured blade

圖7 帶劃痕試樣與光滑試樣的疲勞壽命對(duì)比Fig.7 Fatigue life of smooth specimens and specimens with scratch

2 分析與討論

2.1 斷裂性質(zhì)及原因分析

鈦合金低周疲勞斷口宏觀特征一般具有以下特點(diǎn)［4］:1)具有多個(gè)疲勞源，且往往為線源，源區(qū)間的放射狀棱線(疲勞一次臺(tái)階)多而且臺(tái)階的高差大;2)瞬斷區(qū)的面積所占比例大，往往遠(yuǎn)大于疲勞裂紋穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)面積(實(shí)際上，對(duì)于斷裂韌度低的鈦合金，如等軸組織，其典型的高周疲勞也與此類似);3)與高周疲勞斷口相比，整個(gè)斷口高低不平。低周疲勞斷口的微觀特征隨不同顯微組織類型而改變較大，對(duì)于網(wǎng)籃組織和片層組織，其低周疲勞斷口疲勞條帶明顯，而等軸組織斷口上一般很難觀察到疲勞條帶，呈現(xiàn)類似成排平行的“韌窩”特征。鈦合金高周疲勞斷口的宏觀特征具有以下特點(diǎn):1)斷口平坦、光滑、細(xì)密;2)有向外輻射的放射臺(tái)階和放射狀條紋;3)在源區(qū)雖看不到疲勞弧線，但它看上去像向外發(fā)射疲勞弧線的中心。當(dāng)疲勞裂紋擴(kuò)展至臨界尺寸后發(fā)生失穩(wěn)快速斷裂，其區(qū)域稱為瞬斷區(qū)。瞬斷區(qū)的大小不僅取決于載荷的大小，而且取決于材料的性質(zhì)(斷裂韌度)與載荷的方式。在相同的載荷條件下，由于等軸組織的斷裂韌度低，其高周疲勞斷口的瞬斷區(qū)所占比例較大，而網(wǎng)籃組織和片層組織斷口的瞬斷區(qū)所占比例相對(duì)較小。鈦合金高周疲勞斷口受材料的組織類型影響很大，對(duì)于等軸組織斷口，一般很難觀察到疲勞條帶，即使存在疲勞條帶，也是“細(xì)而短”的。葉片斷口具有以上高周疲勞斷口的基本特征，宏觀上:1)斷口平坦;2)存在兩處裂紋源，可見從源區(qū)向外輻射的放射狀條紋和裂紋擴(kuò)展交匯形成的放射臺(tái)階;3)源區(qū)看上去像向外發(fā)射疲勞弧線的中心。微觀上，穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)隱約可見疲勞弧線及“細(xì)而短”的疲勞條帶特征。因此，葉片的斷裂性質(zhì)為高周疲勞斷裂。葉片的組織狀態(tài)為等軸組織，由于等軸組織的斷裂韌度低，故斷口的穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)面積較小。

二級(jí)盤的失效過(guò)程如下:一葉片最先發(fā)生疲勞斷裂，斷裂的葉片沿著旋轉(zhuǎn)的反方向?qū)⑴R近的葉片打斷，使得葉盤重心向相對(duì)一側(cè)偏移，由于葉盤為懸臂梁結(jié)構(gòu)，此時(shí)連接螺栓發(fā)生斷裂，使得斷裂葉片相對(duì)一側(cè)的鼓筒與靜子(封嚴(yán)槽)發(fā)生劇烈摩擦，導(dǎo)致鼓筒從此區(qū)域發(fā)生開裂;鼓筒開裂后，在盤體與鼓筒的轉(zhuǎn)角萌生裂紋，盤體在較大的振動(dòng)應(yīng)力作用下發(fā)生撕裂，最終盤體爆裂，整個(gè)轉(zhuǎn)子失效。

鈦合金高周疲勞斷裂的最重要特征是對(duì)表面缺陷極為敏感，疲勞缺口敏感性高。葉片斷口的兩處疲勞源均從較粗大的加工刀痕起始，Ⅱ區(qū)源區(qū)除存在較粗大的刀痕外，還可見粘刀導(dǎo)致材料撕裂的現(xiàn)象。通過(guò)葉片與其它葉片葉根處的粗糙度對(duì)比結(jié)果來(lái)看，葉片葉盆表面的粗糙度值相對(duì)其它葉片較高。由此可見，葉片葉盆表面的加工質(zhì)量較差。疲勞模擬試驗(yàn)結(jié)果表明，在低應(yīng)力條件下，TC17 鈦合金的疲勞性能對(duì)表面缺陷較敏感，即說(shuō)明TC17 鈦合金的高周疲勞性能對(duì)表面缺陷較敏感。另外，葉片組織狀態(tài)不良(多個(gè)部位出現(xiàn)條狀α 相，呈帶狀分布，個(gè)別部位出現(xiàn)大塊α 相)，加之材料的屈強(qiáng)比(σ0.2/σb)偏高，使得材料的斷裂韌度KⅠC偏低，對(duì)其抗疲勞擴(kuò)展性能不利。

綜上所述，斷裂葉片表面存在橫向加工刀痕、材料組織狀態(tài)不良、斷裂韌度低是導(dǎo)致葉片發(fā)生高周疲勞斷裂的原因。

2.2 改進(jìn)措施

1)改善了葉盤鍛件毛坯的力學(xué)性能。降低了屈強(qiáng)比，提高了斷裂韌度。

2)零件驗(yàn)收時(shí)，細(xì)化了表面質(zhì)量檢查要求(采用放大鏡檢查每片葉片葉根)，嚴(yán)格控制零件表面質(zhì)量。

3 結(jié)論

1)葉片為高周疲勞斷裂，為肇事件，鼓筒、盤體均為過(guò)載斷裂。

2)斷裂葉片表面存在橫向加工刀痕、材料組織狀態(tài)不良、斷裂韌度低是導(dǎo)致葉片發(fā)生高周疲勞斷裂的原因。

3)通過(guò)采取改善葉盤鍛件毛坯的力學(xué)性能、嚴(yán)格控制零件表面質(zhì)量，有效預(yù)防了葉盤發(fā)生破裂失效。

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