潜水冒泡 - 旧闻分析

偶穷极无聊之余，偶翻《飞行文选-六十六》，觉得这旧闻对大家了解TG现役发动机（材料，使用，方法）有点帮助。
大家请踊跃发言，看懂看明白的多多发言，没看懂的多多发问。搞活发动机版的气氛。
偶不是藏拙，而是有点其他活得干，过一，两天再冒冒泡。

！！！！！！！！！！！！

原文在87页，

航空发动机高压涡轮盘辐板裂纹分析
郭勇 蔚夺魁 齐野
1 引言
航空发动机高压涡轮盘在使用后进行大修,对涡轮盘进行荧光检查, 显示在涡轮盘辐板与封严臂根部转接R 处存在裂纹。该涡轮盘材料为镍基高温合金, 工作时间累计超过1000h。发动机在使用过程中未出现异常。
本文对开裂涡轮盘的尺寸、加工制造工艺进行了检查, 对断口进行了宏观、微观检查; 采用有限元软件, 对涡轮盘辐板和封严臂根部转接R处进行了应力分析和寿命评估, 并进行了实物件在试验器上的模拟试验, 实现了故障再现。在上述试验的基础上, 确定了断裂性质, 分析了裂纹形成的原因。
2 试验过程和结果
2. 1 断口观察
涡轮盘的荧光检查结果表明, 裂纹沿涡轮盘辐板与后封严臂转接R 处的圆周分布, 分布范围约占圆周的3 /4, 裂纹不连续。
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将裂纹打开, 在扫描电镜下对裂纹断口进行观察(图1) 。裂纹起源于涡轮盘表面, 多条裂纹各自起源, 表现在整个圆周裂纹的断口为多源特征, 源区较粗糙, 为疲劳特征; 裂纹源区未见明显的冶金缺陷。
2. 2 尺寸检查和性能测试
对开裂涡轮盘各部位进行外观尺寸检查, 各关键尺寸均符合设计要求; 裂纹附近亦未见明显的加工缺陷。对涡轮盘材料进行了化学成分分析, 结果表明, 其化学成分符合标准要求; 在故障件上取样进行了室温和高温下的力学性能测试, 试验结果均满足标准要求。
3 应力分析和故障再现
3. 1 应力和寿命分析
涡轮盘在飞机飞行状态改变时所承受的离心力最大, 此离心力为涡轮盘承受的主要应力。此外, 由于涡轮盘的热容量大, 轮盘的轮缘和轮心间的温差最大, 在辐板与后封严臂转接R 处会产生较大的热应力, 在对涡轮盘进行应力计算的过程中, 亦考虑了热应力的作用。
涡轮盘辐板与后封严臂转接处的应力计算结果见图2。结果表明, 轮盘辐板与后封严臂转接R处由于应力集中系数较大, 该位置的全弹性应力计算结果高达1500MPa以上。计算结果表明,该位置的主应力方向基本与径向重合, 与圆周分布的裂纹相互垂直。可以判断, 该主应力即为导致涡轮盘辐板与后封严臂转接处形成周向裂纹的主要应力。
根据该发动机的载荷循环谱, 对该涡轮盘进行了低周疲劳寿命计算分析, 结果表明, 涡轮盘后封严臂和辐板圆角过渡处对应02MAX20 的低周疲劳寿命为3900次循环, 寿命储备较低, 即在3900次循环后, 就存在低周疲劳开裂的可能。
3. 2 故障再现试验
选用已经在外场使用了900h左右的两个涡轮盘进行故障再现试验, 以发动机在瞬态历程中单循环损伤最大时刻的轮盘状态作为基准循环,再综合考虑试验状态与发动机工作状态之间的差异以及构件寿命散度等因素, 制定试验参数, 在旋转试验器上完成了低周疲劳试验。
两涡轮盘在分别完成了1800次、2050次试验器循环后的检查中未发现裂纹, 之后分别在补充试验进行完1000 次、380 次后分解, 着色和荧光检查结果发现封严臂根部有裂纹显示。两涡轮盘上的裂纹的宏观特征与故障涡轮盘相同, 均位于涡轮盘辐板与后封严臂根部的
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转接R处, 沿周向分布, 不连续。
故障再现试验中开裂的涡轮盘表面裂纹的宏观形貌基本相同(图3) , 可见裂纹走向与加工刀痕一致, 但裂纹位置的刀痕深度与其它位置相比并无特殊性。打开裂纹, 在扫描电镜下对断口进行观察。两涡轮盘上的裂纹断口特征分别见图4a、图4b。可见裂纹起源于涡轮盘表面, 裂纹打开后断口相连接, 总体上亦呈多源特征, 源区较粗糙。断口可见明显的疲劳条带, 其开裂性质与故障涡轮盘裂纹性质一致。
4 分析与讨论
4. 1 裂纹性质分析
试验结果表明, 该涡轮盘的化学成分和常温、高温力学性能均符合标准要求, 外形尺寸亦符合图纸要求, 且开裂源区未发现明显的冶金缺陷, 说明涡轮盘不存在明显的质量缺陷; 发动机在使用过程中未出现异常, 各项参数正常, 未发生超温、超转, 亦未发生较大的振动, 可排除因发动机使用不当或操纵失误导致的异常裂纹出现的可能性。
故障涡轮盘上的裂纹位于涡轮盘辐板与封严臂根部的转接处, 分布约3 /4 圆周, 裂纹不连续, 各裂纹各自起源, 且裂纹源区粗糙, 为典型的大应力起源特征; 裂纹断口可见疲劳特征, 因此, 可以判断故障涡轮盘上裂纹的性质为大应力低周疲劳开裂。
4. 2 裂纹形成原因
从应力和寿命计算结果看, 由于应力集中系数较大, 涡轮盘辐板与后封严臂转接处为应力最大的位置, 是涡轮盘最容易萌生裂纹的部位之一; 同时, 根据应力计算结果计算所得的低周疲劳寿命结果看, 该材料的涡轮盘在此应力下工作, 该位置的低周疲劳寿命仅为3900 次循环。也就是说, 在3900次循环后, 涡轮盘辐板与后封严臂转接处即会发生低周疲劳开裂。这说明故障涡轮盘工作1000h后, 辐板与后封严臂转角位置产生裂纹有其必然性, 模拟试验亦证明了这一点。
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4. 3 改进措施
涡轮盘辐板与后封严臂转接R 处发生低周疲劳开裂, 主要是应力水平较大, 寿命储备低。因此, 一方面应在不影响涡轮盘功能的情况下,增大该位置的R 值, 以降低该位置的应力集中系数, 进而降低该位置的应力。另一方面, 在可能的情况下, 提高涡轮盘的疲劳性能, 增强其抗疲劳能力。
5 结论
故障涡轮盘辐板与后封严臂转接处的裂纹性质为低周循环疲劳开裂, 该位置的疲劳应力过大是开裂的主要原因。(摘自《失效分析与预防》2008，No.8)偶穷极无聊之余，偶翻《飞行文选-六十六》，觉得这旧闻对大家了解TG现役发动机（材料，使用，方法）有点帮助。
大家请踊跃发言，看懂看明白的多多发言，没看懂的多多发问。搞活发动机版的气氛。
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原文在87页，

航空发动机高压涡轮盘辐板裂纹分析
郭勇 蔚夺魁 齐野
1 引言
航空发动机高压涡轮盘在使用后进行大修,对涡轮盘进行荧光检查, 显示在涡轮盘辐板与封严臂根部转接R 处存在裂纹。该涡轮盘材料为镍基高温合金, 工作时间累计超过1000h。发动机在使用过程中未出现异常。
本文对开裂涡轮盘的尺寸、加工制造工艺进行了检查, 对断口进行了宏观、微观检查; 采用有限元软件, 对涡轮盘辐板和封严臂根部转接R处进行了应力分析和寿命评估, 并进行了实物件在试验器上的模拟试验, 实现了故障再现。在上述试验的基础上, 确定了断裂性质, 分析了裂纹形成的原因。
2 试验过程和结果
2. 1 断口观察
涡轮盘的荧光检查结果表明, 裂纹沿涡轮盘辐板与后封严臂转接R 处的圆周分布, 分布范围约占圆周的3 /4, 裂纹不连续。
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将裂纹打开, 在扫描电镜下对裂纹断口进行观察(图1) 。裂纹起源于涡轮盘表面, 多条裂纹各自起源, 表现在整个圆周裂纹的断口为多源特征, 源区较粗糙, 为疲劳特征; 裂纹源区未见明显的冶金缺陷。
2. 2 尺寸检查和性能测试
对开裂涡轮盘各部位进行外观尺寸检查, 各关键尺寸均符合设计要求; 裂纹附近亦未见明显的加工缺陷。对涡轮盘材料进行了化学成分分析, 结果表明, 其化学成分符合标准要求; 在故障件上取样进行了室温和高温下的力学性能测试, 试验结果均满足标准要求。
3 应力分析和故障再现
3. 1 应力和寿命分析
涡轮盘在飞机飞行状态改变时所承受的离心力最大, 此离心力为涡轮盘承受的主要应力。此外, 由于涡轮盘的热容量大, 轮盘的轮缘和轮心间的温差最大, 在辐板与后封严臂转接R 处会产生较大的热应力, 在对涡轮盘进行应力计算的过程中, 亦考虑了热应力的作用。
涡轮盘辐板与后封严臂转接处的应力计算结果见图2。结果表明, 轮盘辐板与后封严臂转接R处由于应力集中系数较大, 该位置的全弹性应力计算结果高达1500MPa以上。计算结果表明,该位置的主应力方向基本与径向重合, 与圆周分布的裂纹相互垂直。可以判断, 该主应力即为导致涡轮盘辐板与后封严臂转接处形成周向裂纹的主要应力。
根据该发动机的载荷循环谱, 对该涡轮盘进行了低周疲劳寿命计算分析, 结果表明, 涡轮盘后封严臂和辐板圆角过渡处对应02MAX20 的低周疲劳寿命为3900次循环, 寿命储备较低, 即在3900次循环后, 就存在低周疲劳开裂的可能。
3. 2 故障再现试验
选用已经在外场使用了900h左右的两个涡轮盘进行故障再现试验, 以发动机在瞬态历程中单循环损伤最大时刻的轮盘状态作为基准循环,再综合考虑试验状态与发动机工作状态之间的差异以及构件寿命散度等因素, 制定试验参数, 在旋转试验器上完成了低周疲劳试验。
两涡轮盘在分别完成了1800次、2050次试验器循环后的检查中未发现裂纹, 之后分别在补充试验进行完1000 次、380 次后分解, 着色和荧光检查结果发现封严臂根部有裂纹显示。两涡轮盘上的裂纹的宏观特征与故障涡轮盘相同, 均位于涡轮盘辐板与后封严臂根部的
88
转接R处, 沿周向分布, 不连续。
故障再现试验中开裂的涡轮盘表面裂纹的宏观形貌基本相同(图3) , 可见裂纹走向与加工刀痕一致, 但裂纹位置的刀痕深度与其它位置相比并无特殊性。打开裂纹, 在扫描电镜下对断口进行观察。两涡轮盘上的裂纹断口特征分别见图4a、图4b。可见裂纹起源于涡轮盘表面, 裂纹打开后断口相连接, 总体上亦呈多源特征, 源区较粗糙。断口可见明显的疲劳条带, 其开裂性质与故障涡轮盘裂纹性质一致。
4 分析与讨论
4. 1 裂纹性质分析
试验结果表明, 该涡轮盘的化学成分和常温、高温力学性能均符合标准要求, 外形尺寸亦符合图纸要求, 且开裂源区未发现明显的冶金缺陷, 说明涡轮盘不存在明显的质量缺陷; 发动机在使用过程中未出现异常, 各项参数正常, 未发生超温、超转, 亦未发生较大的振动, 可排除因发动机使用不当或操纵失误导致的异常裂纹出现的可能性。
故障涡轮盘上的裂纹位于涡轮盘辐板与封严臂根部的转接处, 分布约3 /4 圆周, 裂纹不连续, 各裂纹各自起源, 且裂纹源区粗糙, 为典型的大应力起源特征; 裂纹断口可见疲劳特征, 因此, 可以判断故障涡轮盘上裂纹的性质为大应力低周疲劳开裂。
4. 2 裂纹形成原因
从应力和寿命计算结果看, 由于应力集中系数较大, 涡轮盘辐板与后封严臂转接处为应力最大的位置, 是涡轮盘最容易萌生裂纹的部位之一; 同时, 根据应力计算结果计算所得的低周疲劳寿命结果看, 该材料的涡轮盘在此应力下工作, 该位置的低周疲劳寿命仅为3900 次循环。也就是说, 在3900次循环后, 涡轮盘辐板与后封严臂转接处即会发生低周疲劳开裂。这说明故障涡轮盘工作1000h后, 辐板与后封严臂转角位置产生裂纹有其必然性, 模拟试验亦证明了这一点。
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4. 3 改进措施
涡轮盘辐板与后封严臂转接R 处发生低周疲劳开裂, 主要是应力水平较大, 寿命储备低。因此, 一方面应在不影响涡轮盘功能的情况下,增大该位置的R 值, 以降低该位置的应力集中系数, 进而降低该位置的应力。另一方面, 在可能的情况下, 提高涡轮盘的疲劳性能, 增强其抗疲劳能力。
5 结论
故障涡轮盘辐板与后封严臂转接处的裂纹性质为低周循环疲劳开裂, 该位置的疲劳应力过大是开裂的主要原因。(摘自《失效分析与预防》2008，No.8)