动力涡轮工作叶片与导向叶片振动疲劳性能差异分析

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第46卷第6期2020年12月航空发动机AeroengineVol.46No.6Dec.2020动力涡轮工作叶片与导向叶片振动疲劳性能差异分析

薛志博1，杨金侠2，由宝财1（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015；2.中国科学院金属研究所，沈阳110016）

摘要：针对某型航改燃气轮机动力涡轮工作叶片与导向叶片振动疲劳性能差异较大、导向叶片疲劳极限较低的现象，开展了表面状态检查、内部冶金质量检查、断口分析、组织分析、叶身取样疲劳性能对比分析等工作。结果表明：工作叶片和导向叶片表面和内部冶金质量均满足标准要求，内部晶粒度和显微疏松等级相当；工作叶片和导向叶片裂纹均为靠近“叶根”进排气边处的疲劳裂纹；导向叶片未采用细晶工艺，叶身表面晶粒较粗；导向叶片使用返回料导致枝晶间组织粗大、局部区域存在针状TCP相。

关键词：涡轮工作叶片；涡轮导向叶片；疲劳性能；疲劳裂纹；晶粒度；显微疏松；TCP相；航改燃气轮机中图分类号：V232.4

文献标识码：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2020.06.008

AnalysisonDifferenceofVibrationFatiguePropertiesBetweenBladeandVaneofPowerTurbineXUEZhi-bo1袁YANGJin-xia2袁YOUBao-cai1

渊1.AECCShenyangEngineResearchInstitute袁Shenyang110015袁China曰2.InstituteofMetalResearch袁ChineseAcademyofSciences袁Shenyang110016袁China冤

Abstract:Inviewofthephenomenonsthatthevibrationfatiguepropertiesbetweenthebladeandthevanewerequitedifferentandthefatiguelimitofthevaneguidebladewaslow袁thesurfaceconditioninspection袁internalmetallurgicalqualityinspection袁fractureanalysis袁microstructureanalysis袁andcomparativeanalysisofbladeandvanesamplingfatiguepropertieswerecarriedoutforanaero-derivativegasturbine.Theresultsshowthatthesurfaceandinternalmetallurgicalqualityofbladeandvanemeetthestandardrequirements袁andtheinternalgrainsizeandporosityelimilationgradeareequivalent.Thecracksofbladeandvanearefatiguecausedbyofthereturnmaterialinthevaneleadstothethickinter-dendriticstructureandneedlelikeTCPphaseinthelocalarea.gasturbine

neartheleadingandtrailingedgeofroot.Thevanedoesnotadoptfinegrainprocess袁thesurfacegrainofthevanebodyisthicker.Theuse

Keywords:turbineblade曰turbinevane曰fatiguepoperties曰fatiguecrack曰grainsize曰porosityelimilation曰TCPphase曰aero-derivative

0引言

涡轮叶片是航空发动机及燃气轮机的关键部件，其性能直接影响发动机性能和可靠性[1]。发动机涡轮叶片在工作过程中除承载着转动产生的离心力、气动产生的弯矩和轴向力以及温度差产生的热应力外，还承载因强迫振动或自激振动引起的共振载荷[2-4]，在工作中所产生的振动疲劳失效是叶片主要失效形式之一，因此，对涡轮叶片振动疲劳寿命进行研究对保证发动机正常稳定工作具有重要意义。在国内外针对涡轮叶片振动疲劳性能开展了相关研究。叶能永等[5]通过模拟分析某型高温合金叶片在振动疲劳试验过程中的动力学应力响应，获得叶片在共振时应力幅值随时间改变的变化规律，分析了残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳寿命和疲劳极限的影响；张东明等[6]采用电感应加热法加热和电磁振动台施加振动载荷等方式，提出了航空发动机涡轮叶片高温振动疲劳试验方法；Massimo等[7]通过对涡轮叶片振动疲劳影响因素的研究，提出了可用于预测叶片疲劳寿命的有限元模型。为研究某型航改燃气轮机动力涡轮叶片振动疲收稿日期：2019-06-04基金项目：航空动力基础研究项目资助

劳性能，评估叶片制造工艺，对动力涡轮工作叶片和导向叶片进行振动疲劳试验，采用升降法测试叶片疲劳极限，并开展了叶片冶金分析等试验研究工作，分析和探讨了冶金质量等对叶片疲劳性能的影响。1叶片振动疲劳试验

工作叶片和导向叶片材料均为K438高温合金。K438合金是镍基沉淀硬化型高温合金，其成分、性能与国外的IN738合金相当[8]。该合金具有良好的组织稳定性、高温强度及抗腐蚀性，广泛用于舰船、工业地面及燃气轮机的长寿命涡轮叶片[9-12]。为进一步提高叶片抗腐蚀能力，工作叶片表面喷涂SKHC-9涂层，导向叶片表面渗铝硅。利用升降法测试叶片疲劳极限，具体试验方法为：采用专用工装对叶片一端施加顶紧力和夹持力，通过检测应变得到叶片最大应力点，并标定最大点应力与叶尖振幅的关系，最终通过检测叶尖振幅控制应力。试验结果显示，工作叶片疲劳极限约为250MPa；导向叶片疲劳最低仅为90MPa。动力涡轮工作叶片与导向叶片振动疲劳性能差异较大，导向叶片疲劳极限较低。（c）工作叶片进排气边柱状晶粒

（d）工作叶片叶冠

（a）工作叶片叶身宏观

（b）导向叶片叶身

图2叶片表面晶粒度分布

和导向叶片叶身的显微疏松分布与含量无明显差别，为1~2级，局部较重部位为3~4级，均符合标准要求，如图3所示。检查叶片不同截面晶粒度，内部晶粒都在5级左右，如图4所示。2叶片检查与分析结果

2.1表面状态检查对叶片进行荧光检查，叶身部位除疲劳试验产生的裂纹外未发现超标缺陷，而裂纹多产生于进排气边且靠近“叶根”位置，如图1所示。对叶片表面进行腐（a）工作叶片（b）导向叶片蚀，检查叶片晶粒度。工作图1叶片裂纹荧光显示

（a）工作叶片

（b）导向叶片

（a）工作叶片叶根

（b）导向叶片叶根

图3叶片显微疏松分布

叶片叶身经细晶处理，叶身表面晶粒细小均匀，晶粒度小于1级；叶身中部（浇口处）、叶冠和榫头处晶粒较粗大，晶粒度为5级。导向叶片表面未经细晶处理，晶粒明显粗大，晶粒度为5级或5级以上。此外，工作叶片和导向叶片叶身进排气边均存在横向的柱状晶区，如图2所示。2.2内部冶金质量检查对叶片进行X光检查，未探测出超标缺陷，在工作叶片和导向叶片内部缺陷等级上无明显差别。解剖叶片检查发现叶片叶身不同截面显微疏松，工作叶片2.3断口分析图4叶身内部晶粒度

选取部分工作叶片和导向叶片，沿裂纹将断口打开，工作叶片和导向叶片断口形貌特征相近，断口较平坦，呈银白色，隐约可见疲劳弧线及放射棱线形貌，表明断口为疲劳断口。根据疲劳弧线的方向判断，疲劳起源于叶片前缘表面和次表面区域，位置如图5（a）、（b）中标记区域所示，裂纹放大形貌如图5（c）、（d）所示。细密的疲劳条带可以进一步表明该断口的疲劳属性。此外，工作叶片和导向叶片裂纹微观形貌Copyright©博看网 www.bookan.com.cn. All Rights Reserved.第6期薛志博等：动力涡轮工作叶片与导向叶片振动疲劳性能差异分析

均可见显微疏松缺陷，如图6所示。5mm5mm（a）工作叶片裂纹起源（b）导向叶片裂纹起源

图8导向叶片叶身中部组织结构

3滋m3滋m（c）工作叶片裂纹放大（3000倍）（d）导向叶片裂纹放大（2000倍）

图5叶片裂纹断口整体形貌

能试样，进行常温下高周拉-拉疲劳试验，试样尺寸如图9所示。试验方法按GB/T3075-2008标准，应力比为0.1，试验结果见表1。从表中可见，在同一应力状态下，工作叶片循环周次明显高于导向叶片的。A

45.2

覫0.02A-B两端

0.02A-B0.2

图9高周疲劳试样

200滋m20滋m（a）工作叶片（b）导向叶片（500倍）

应力/MPa440400360320280280240

表1高周疲劳性能

导向叶片循环/次

5.9×1051.1×1061.9×1061.4×1062.8×1058.5×105>107工作叶片循环/次

6.3×105>1073.5×1066.6×106>107>107>107图6叶片裂纹断口疏松分布

2.4组织分析在工作叶片叶根取样进行组织分析，叶根组织如图7所示。从图中可见，组织中枝晶间和枝晶干区域酌忆相细小均匀，碳化物弥散分布在晶界、枝晶间区，未观察到TCP相。3分析与讨论

由断口分析可知，叶片裂纹断口平坦光滑，可见疲劳弧线及放射棱线，表明叶片裂纹的性质为高周疲劳裂纹。鉴于工况环境恶劣、温度高、交变载荷大、要求使用寿命长的原因，涡轮叶片成为对疲劳性能要求图7工作叶片叶根组织结构

最高的零件之一[13]。通常零件疲劳强度受很多因素影响，如零件表面状态、内部冶金质量、材料本身的组织结构等，在制造过程中叶片的材质、冶金加工工艺、加工残余应力、加工使用环境等因素变化均会影响零件疲劳性能[14]。通过对工作叶片和导向叶片进行表面状态检查、内部冶金质量检查、断口分析、组织分析和对比可知，在导向叶片叶身中部取样进行组织分析，组织结构如图8所示。从图中可见，组织中枝晶干区域酌忆相细小均匀，枝晶间酌忆相粗大，碳化物弥散分布在晶界、枝晶间区。在局部区域观察到针状TCP相。2.5叶身取样疲劳性能测试分别沿工作叶片和导向叶片叶身纵向切取力学性Copyright©博看网 www.bookan.com.cn. All Rights Reserved.44航空发动机第46卷

二者间在表面缺陷、内部缺陷、显微疏松等方面不存在明显差异，主要差异为：（1）工作叶片表面喷涂SKHC-9涂层，导向叶片渗铝硅；（2）工作叶片表面晶粒度更细；（3）导向叶片枝晶间酌忆相粗大，在局部区域存在针状TCP相。在渗铝硅过程中叶片表面形成的铝化物涂层硬度较高，脆性大，承受交变应力作用的能力较差，影响叶片的疲劳强度。研究表明，随渗铝次数的增加，叶片的疲劳强度呈降低趋势，但1次渗铝对疲劳性能影响较小，疲劳强度只降低1%左右，本文分析是对导向[4]标准要求，内部晶粒度和显微疏松等级相当；（3）细化叶片表面晶粒，可以一定程度地提高叶片的抗疲劳性能；（4）导向叶片叶身表面晶粒较粗、枝晶间酌'相粗化及局部区域存在TCP相，上述差异是工作叶片和导向叶片力学性能试验疲劳性能差异的主要原因。参考文献：

[1]宋兆泓.航空发动机典型故障分析[M].北京：北京航空航天大学出版社，1993：1-7.

SONGZhaohong.Typicalfailureanalysisofaeroengine[M].Beijing：BeihangUniversityPress，1993：1-7（.inChinese）

[2]宋兆泓.航空发动机可靠性与故障抑制工程[M].北京：北京航空航天大学出版社，2002：56-57.SONG

Zhaohong.

Aeroengine

reliability

and

fault

suppression

engineering[M].Beijing：BeihangUniversityPress，2002：56-57.（inChinese）

[3]杨士杰.航空涡喷涡扇发动机结构设计准则[M].北京：中国航空工业总公司发动机系统工程局，1997：101-105.

YANGShijie.Aeroengineturbojetturbofanstructuraldesigncriteria[M].Beijing：EngineSystemEngineeringBureauofAVIC，1997：101-105.（inChinese）

[4]郭殿品，张桂芝.多次渗铝对涡轮叶片疲劳性能的影响[J].航空制造工程，1995（11）：20-22.

GUODianpin，ZHANGGuizhi.EffectofmultipleAluminizingonfa-tigueperformanceofturbineblade[J].AviationProductionEngineer-ing，1995（11）：20-22（.inChinese）

[5]叶能永，程明，张士宏，等.残余应力和粗糙度对叶片振动疲劳性能的影响[J].材料科学与工艺，2015，23（5）：1-5.

YENengyong，CHENGMing，ZHANGShihong，etal.Influenceofresidualstressandroughnessonthevibrationfatigueofblade[J].MaterialsScienceandTechnology，2015，23（5）：1-5.（inChinese）[6]张东明，柳恩杰.航空发动机涡轮叶片高温振动疲劳试验的新方法[J].航空发动机，2005，31（1）：19-21.

ZHANGDongming，LIUEnjie.Anewapproachofthevibrationen-durancetestathightemperatureforengineturbineblade[J].Aero-engine，2005，31（1）：19-21.（inChinese）

[7]MassimoC，PierPV，LeonardoV.Aninvestigationonfatiguefailureofturbinebladesofaircraftenginesbyhighcyclesfatiguetest[J].In-ternationalJournalofComputerApplicationsinTechnology，2007，28（4）：275-280.

[8]尹懿，李水涛，晏建武，等.K438精铸件氩弧焊补焊工艺研究［J］.焊接技术，2016，45（11）：35-37.

YINYi，LIShuitao，YANJianwu，etal.StudyonK438precisioncast-ingusingargonarcrepairwelding[J].WeldingTechnology，2016，45（11）：35-37.（inChinese）

[9]YangSW，ZhangFY，LiL，etal.Hightemperatureoxidationmor-

叶片采用1次渗铝硅，其对叶片疲劳性能的影响较小。高温合金涡轮叶片通常晶粒比较粗大，以保证材料在高温下具有良好的抗蠕变性能，但晶粒粗大会导致疲劳性能降低。为此，在具有粗大晶粒的零件表面形成1薄层细小晶粒组织，有助于提高叶片抗疲劳性能。工作叶片由于采用表面细晶熔模铸造工艺，叶片表面晶粒经过细化，在一定程度上提高了叶片的抗疲劳性能[15-17]。在原材料熔炼过程中加入返回料会对组织造成影响，引起组织粗大和TCP相的析出，进而影响材料的力学性能[18-24]。本文分析所使用叶片均为新生产叶片，未经过长期时效处理过程。在叶片实际生产过程中，工作叶片未使用返回料。为降低成本，导向叶片使用了一定比例的返回料，是导致酌忆相粗大和TCP相析出的主要原因。叶身取样力学性能测试结果显示，工作叶片疲劳性能优于导向叶片的，力学性能试样不受叶片表面细晶和渗铝硅影响，因此，组织上的差异是工作叶片和导向叶片力学性能试样疲劳性能差异的主要原因。而在叶片制造过程中铸造工艺流程长，受原材料质量、陶瓷型芯制造、模壳质量、浇铸方式等因素影响，容易造成疏松、夹杂、偏析等缺陷，另外在机械加工过程中的表面完整性，也会导致成品质量一致性相对较差，疲劳强度分散[25]。4结论

phologyofAl-SicoatingonthesuperalloyK438[J].HighTemperatureMaterialProcesses：AnInternationalQuarterlyofHigh-TechnologyPlasmaProcesses，2005，9（4）：619-624.

[10]MontazeriM，GhainiFM.Theliquationcrackingbehaviorof

IN738LCsuperalloyduringlowpowerNd：YAGpulsedlaserwelding[J].MaterialsCharacterization，2012，67：65-73.

[11]ChiangMF，ChenC.Induction-assistedlaserweldingofIN-738

nickel-basesuperalloy[J].MaterialsChemistryandPhysics，2009，114（1）：415-419.

[12]LeeJM，SeokCS，LeeD，etal.Predictionofthermo-mechanical

fatiguelifeofIN738LCusingthefiniteelementanalysis[J].Interna-tionalJournalofPrecisionEngineeringandManufacturing，2014，15（8）：1733-1737.

[13]王狂飞，李邦盛，张喆，等.镍基高温合金铸造叶片表面晶粒细化机

理的研究[J]．铸造技术，2005，26（6）：525-527．

WANGKuangfei，LIBangsheng，ZHANGZhe，etal.Researchonsur-facegrainrefinementinNibasedsuperalloyofturbineblades[J].FoundryTechnology，2005，26（6）：525-527.（inChinese）

[14]胡奈赛，张定铨，何家文.残余应力对材料疲劳性能影响的某些进

展[J]．机械强度，1990，12（1）：20-24．

HUNaisai，ZHANGDingquan，HEJiawen.Somecontributionsontheeffectofresidualstressonfatiguebehavior[J].MechanicalStrength，1990，12（1）：20-24.（inChinese）

[15]李佳佳，何爱杰，钟燕，等.K417G涡轮整体叶盘叶片裂纹原因分析

与验证[J].燃气涡轮试验与研究，2017，30（4）：28-33.

LIJiajia，HEAijie，ZHONGYan，etal.AnalysisandverificationonbladecrackofK417Ghigh-pressureturbineblisk[J].GasTurbineEx-perimentandResearch，2017，30（4）：28-33.（inChinese）

[16]彭志江，贾淑芹，张泽海，等.复杂空心涡轮工作叶片表面细晶工艺

研究[J].铸造，2009，58（12）：1208-1211.

PENGZhijiang，JIAShuqin，ZHANGZehai，etal.Surfacegrainre-finementprocessforhollowturbinebladewithcomplicatedshape[J].Foundry，2009，58（12）：1208-1211.（inChinese）

[17]郭建亭.高合金材料学（上册）[M].北京：科学出版社，2008：

252-253.

GUOJianting.Materialsscienceofsuperalloys（volumeⅠ）[M].Bei-jing：SciencePress，2008：252-253.（inChinese）

[18]郭建亭.高合金材料学（中册）[M].北京：科学出版社，2008：

393-398.

GUOJianting.Materialsscienceofsuperalloys（volumeⅡ）[M].Bei-jing：SciencePress，2008：393-398.（inChinese）

[19]娄德元，贺春林，刘常升，等.长期使用燃机导向叶片的失效与恢复

热处理[J].金属热处理，2011，36（5）：110-113.

LOUDeyuan，HEChunlin，LIUChangsheng，etal.Failureanalysisandrecoveryheattreatmentofgasturbineguidebladeafterlongservice[J].HeatTreatmentofMetals，2011，36（5）：110-113.（inChinese）[20]田素贵，钱本江，李唐，等．镍基单晶合金中TCP相的析出行为及

其对持久性能的影响[J].中国有色金属学报，2010，20（11）：2154-2161.

TIANSugui，QIANBenjiang，LITang，etal.PrecipitationbehaviorofTCPphaseanditsinfluenceonstressrupturepropertyofsinglecrys-talnickel-basedsuperalloys[J].TheChineseJournalofNonferrousMetals，2010，20（11）：2154-2161.（inChinese）

[21]ReedRC，CoxDC，RaeCMF.Damageaccumulationduringcreep

deformationofasinglecrystalsuperalloyat1150℃[J].MaterialsSci-enceandEngineering：A，2007，448（1）：88-96.

[22]ShengLY，YangF，GuoJT，etal.Anomalousyieldandintermediate

temperaturebrittlenessbehaviorsofdirectionallysolidifiednick-el-basedsuperalloy[J].TransactionsofNonferrousMetalsSocietyofChina，2014，24（3）：673-681.

[23]刘晨光，赵云松，张剑，等.应力时效对DD11单晶高温合金TCP相

析出行为的影响[J].机械工程材料，2018，42（6）：36-41.

LIUChenguang，ZHAOYunsong，ZHANGJian，etal.EffectsofstressedagingonTCPphaseprecipitationbehaviourofDD11singlecrystalsuperalloy[J].MaterialsforMechanicalEngineering，2018，42（6）：36-41.（inChinese）

[24]袁超，郭建亭，王勇，等.返回料添加比例对铸造钴基高温合金

K640S组织与性能的影响[J].金属学报，2000，36（9）：961-965.YUANChao，GUOJianting，WANGYong，etal.Effectofrevertpro-portiononmicrostructureandpropertyofacastcobalt-basesuperal-loyK640S[J].ActaMetallrugicaSinica，2000，36（9）：961-965.（inChinese）

[25]毛建波，付黎，徐锐.航空发动机涡轮叶片疲劳性能检验方法研究

[J].铸造技术，2014，35（6）：1366-1369.

MAOJianbo，FULi，XURui.Studyoffatigueperformancetestmethodofaero-engineturbineblade[J].FoundryTechnology，2014，35（6）：1366-1369.（inChinese）

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