K417G 涡轮整体叶盘叶片裂纹原因分析与验证

李佳佳，何爱杰，钟 燕，刘丽玉

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500；2.中国航发北京航空材料研究院，北京10095)

K417G 涡轮整体叶盘叶片裂纹原因分析与验证

李佳佳1，何爱杰1，钟 燕1，刘丽玉2

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500；2.中国航发北京航空材料研究院，北京10095)

针对K417G合金铸造涡轮整体叶盘在发动机试车考核中出现的叶片裂纹问题，基于裂纹叶片断口宏观、微观分析及低倍组织检查结果，开展了粗晶铸造和表面细晶铸造试样的力学性能对比测试及叶片共振转速分析。结果表明，整体叶盘叶片裂纹产生的主要原因是高压涡轮导叶数24激起的3阶共振，同时粗晶铸造和叶片根部厚度偏薄也降低了叶片的疲劳抗力。为此，采取改变高压涡轮导叶数、增加叶片根部厚度和改用表面细晶铸造工艺等措施，有效避开了叶片危险共振并提高了叶片的疲劳抗力。经后续试验验证考核，叶片采取上述措施后不再出现裂纹问题。

航空发动机；涡轮整体叶盘；裂纹；共振；故障分析；表面细晶工艺；粗晶铸造工艺；试验验证

1 引言

整体叶盘因其结构简单、零件数少、工作效率高、质量轻、可靠性高等特点，在小型涡扇及涡轴发动机中得到广泛应用[1-4]。某小型发动机涡轮转子采用实心叶片、无冷却设计的整体叶盘结构，其涡轮叶片最高工作温度约950℃。从材料成熟度、经济性等综合分析，整体叶盘选用了国内应用较多、成熟度较高、可在950℃长期使用的K417G合金。K417G是在K417合金基础上发展的镍基铸造高温合金，其密度小、塑性好、中温强度高、组织稳定性好、具有良好的铸造性能，且价格较便宜[5]。

该型发动机整体叶盘采用熔模铸造成型，叶身和流道无余量，盘体机加而成。K417G铸造涡轮整体叶盘在进行整机试车后，发现多数叶片根部存在荧光显示，出现裂纹。本文以该叶片根部出现的裂纹为研究对象，从断口分析入手，开展了冶金组织检查、粗晶铸造和表面细晶铸造试样的力学性能对比及整体叶盘共振分析等工作，找出了叶片裂纹发生原因，并在此基础上进行了结构和铸造工艺上的改进，试验验证了改进措施的有效性。

2 外观检查

图1示出了涡轮整体叶盘裂纹情况。从图1(a)中荧光检验结果可看出，叶盘47片叶片中有31片存在横向裂纹显示，叶片裂纹位于尾缘或近尾缘距叶根1/3叶身高度附近，最长约10 mm。其中编号为1#的叶片在排气边距叶根2 mm处目视可见一条贯穿开裂的长约10 mm的裂纹(图1(b))。

图1 涡轮整体叶盘叶片裂纹情况Fig.1 Blade crack of high-pressure turbine blisk

3 断口与组织分析

3.1 断口分析

分别在体视镜、扫描电镜下观测叶片裂纹的断口形貌。如图2～图4所示，叶片裂纹起源于叶盆侧表面，断面细密、平坦，断口可见明显的疲劳弧线和细密的疲劳条带，具有高周疲劳断裂特征[6-7]；裂纹细小弯曲，形貌和走向一致，源区呈线源特征(多个点源或小线源)，未见冶金缺陷，可见明显的放射棱线，说明整体叶盘叶片叶根裂纹起裂应力较大。由此推断，该裂纹属于起裂应力较大引发的高周疲劳裂纹。

图2 疲劳弧线Fig.2 Beach marks

图3 裂纹源区Fig.3 Crack source

图4 扩展区疲劳条带Fig.4 Fatigue striation of propagation area

3.2 金相检测

裂纹叶片叶根附近高倍金相组织见图5，γ′相基本为规则的方形，γ+γ′共晶相心部网格清晰，边缘无重溶特征，叶片没有过热特征。检查叶片剖面试样显微硬度，不同部位显微硬度差别不大。榫头显微硬度约为369 HV0.2，叶根和叶身中部硬度相当为391 HV0.2，换算成洛氏硬度分别为HRC38.8和40.3，可见材料硬度符合技术要求。

图5 断口附近显微组织Fig.5 Microstructure near the fracture

3.3 表面晶粒检测

该整体叶盘为盘轴一体化设计，结构上厚薄差异较大，初期采用了普通熔模铸造工艺成型。由于高温合金复杂件采用普通熔模铸造时，容易存在晶粒粗大、组织不均匀以及浇铸不足等冶金缺陷，会降低高温合金的综合力学性能[8]。因此，在裂纹整体叶盘上选择有裂纹和无裂纹叶片各两个，分别对其表面及纵向剖面进行低倍组织检查。采用常用高温合金腐蚀液对试样表面进行腐蚀，两组叶片的表面和纵向剖面低倍晶粒组织无差异，图6示出了其中一组。由图中可看出，有裂纹和无裂纹叶片表面皆存在尺寸较大的柱状晶粒(最大约2 cm)，且部分柱状晶粒生长方向与叶身方向垂直；叶根、叶身与叶尖部位的晶粒尺寸相差很大，晶粒组织均匀性差。

图6 叶片表面和纵向剖面低倍晶粒Fig.6 Grain on the surface of blade and lengthways section

4 力学性能对比及差异原因分析

由于整体叶盘存在晶粒组织均匀性差的问题，考虑到高温合金铸件的力学性能在很大程度上受晶粒度和微观组织的影响[9]，开展了粗晶试棒和表面细晶试棒性能对比分析研究。如图7所示，粗晶试棒表面晶粒6～7级(平均直径3.99～5.64 mm)，表面细晶试棒表面晶粒1～2级(平均直径≤0.99 mm)[10]。

图7 粗晶试棒(上)和表面细晶试棒(下)表面晶粒Fig.7 External grain structure on samples of surface grain refinement process and conventional casting

为充分掌握K417G合金粗晶组织和细晶组织引起的性能差异，分别进行了室温拉伸、高温拉伸和高温持久性能相关性能的对比测试，结果如表1、表2所示。

表1 表面细晶和粗晶试棒拉伸性能Table 1 Tensile property from samples of surface grain refinement process and conventional casting

表2 表面细晶和粗晶试棒持久寿命Table 2 Endurance life from samples of surface grain refinement process

对比表1中两种试棒拉伸性能可知：相较于粗晶试棒，表面细晶试棒的室温拉伸强度极限提高约10%，900℃拉伸强度极限提高约7%；760℃、645 MPa下表面细晶试棒的持久寿命是粗晶试棒的3倍以上，断面收缩率和延伸率两者差异较小。可见，表面细晶试棒的力学性能较粗晶试棒有明显改善。两者力学性能差异的主要原因是：表面细晶试棒模壳表面涂覆了细化剂[11]，使得高温合金中的活性元素与细化剂中的CoO·Al2O3在合金凝固过程中发生置换反应，生成与基体晶格相近的难熔细小钴颗粒，从而增加了铸件表面形核率，起到细化表面晶粒的目的[12]。晶粒细化后，发生了晶粒的粒状化或球化现象，这种粒状晶的形成使铸件具有更好的冶金均匀性，各元素分布趋于均匀，大大提高了材料的力学性能[13-14]。

5 共振分析

涡轮转子叶片除了要承受机械离心力及其弯矩、气动力及其弯矩、热负荷外，还要承受强迫振动或自激振动引起的共振、喘振和颤振等载荷[15]。其中一部分形成周期性或近似于周期性变化的力，这些周期性力便构成了迫使叶片振动的激振力。如果激振力的频率与叶片某阶振型的固有频率相等或接近，叶片便会产生共振，从而引发叶片裂纹或断裂[15-16]。

根据文献[17]可知，整体叶盘不存在静强度问题，故本文仅对叶盘进行共振分析。对于盘片耦合振动，节径数越大，叶盘的刚度越大，振动也越接近单个叶片的振动，故最高节径的振动可认为是单个叶片的振动。采用循环对称的方法分析整体叶盘最高节径时叶片的振动特性和共振转速[18-19]，图8、图9分别给出了其1、3阶振型及其振动应力分布，图10为叶片的共振转速分析图。

在叶片构件的动力特性设计时，通常使用Campbell图法来避开共振频率[20]。由图10可知：在慢车转速附近，涡轮整体叶盘叶片存在1阶共振；在94%相对转速附近存在3阶共振。从图8可看出，1阶振型的最大振动应力在叶片根部中间部位，与裂纹位置不符；从图9可看出，3阶振型的最大振动应力在叶片根部尾缘处，与裂纹起始位置相符。因此，认为叶片裂纹产生与其3阶共振有关。

6 叶片裂纹产生原因及改进措施

图8 1阶振型和振动应力分布Fig.8 The 1stmode shape and strain

图9 3阶振型和振动应力分布Fig.9 The 3rdmode shape and strain

图10 高压涡轮整体叶盘叶片共振转速分析图Fig.10 The Campbell diagram

由上述分析可知，叶片裂纹产生的主要原因是高压导叶数24引起的3阶共振，且叶片普通粗晶铸造工艺及叶片叶根部位厚度偏薄也降低了叶片的疲劳抗力。基于此，对整体叶盘结构和工艺进行改进，采取的措施主要有：①将高压导叶数由24调整为35，改变叶片激振力频率；②采取表面细晶铸造工艺，提高叶片的疲劳抗力；③适当增加根截面尾缘厚度，既调整了整体叶盘叶片固有频率[21]，同时也提高了叶片疲劳抗力。

结构改进前、后的叶片厚度对比见图11，铸造工艺改进后的叶片表面晶粒见图12。

图11 叶盘叶片改进前后二维积叠图比较Fig.11 2D stacking diagram before and after modification

对比图6和图12可看出，铸造工艺由普通熔模铸造改为表面细晶熔模铸造后，叶片表面晶粒得到全面细化，不再存在粗大的柱状晶，提高了叶片的力学性能和疲劳抗力。

对改进后的整体叶盘的振动频率进行分析，最高节径时的叶片共振转速分析图见图13。从图中可看出：叶片在慢车转速附近依然存在1阶共振，在工作转速范围内存在高压涡轮导叶数35激起的4阶、5阶共振的可能，原来叶片的3阶共振已调出工作转速范围。对比图10和图13可看出，结构上采取的叶根加厚措施，能增强叶片刚性，加大叶片各阶振型的频率(包括静频和动频)，有效增大各相邻振型之间的频率差。

图12 表面细晶铸造后的叶片表面晶粒Fig.12 External grain structure on blade surface with grain refinement process

图13 改进后的高压涡轮整体叶盘叶片共振转速图Fig.13 The Campbell diagram after modification

7 改进后的试验验证

为验证改进措施的有效性，将改进后的涡轮整体叶盘装配到整机上，在试车台上进行了整体疲劳考核和持久试车考核。试验过程中，振动监测信号平稳，未发现任何异常。试验后，对涡轮整体叶盘进行荧光检查，结果显示该叶盘状态良好，叶片及盘体无任何损伤。可见，原叶片裂纹产生的原因分析准确，采取的改进措施有效。

8 结束语

通过对此次K417G涡轮整体叶盘叶片裂纹进行分析，得出裂纹产生的主要原因是高压涡轮导叶数24激起的叶片3阶共振，且普通熔模铸造(粗晶)和叶片根部厚度偏薄降低了叶片的疲劳抗力。为避免再次出现此类问题，采取改变叶片激振力频率、增加叶片根部相对厚度和采用表面细晶熔模铸造工艺等措施，有效避开了叶片的危险共振并提高了叶片的疲劳抗力，且通过了后续的试验考核，验证了改进措施的有效性。

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Analysis and verification on blade crack of K417G high-pressure turbine blisk

LI Jia-jia1，HE Ai-jie1，ZHONG Yan1，LIU Li-yu2
(1.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.AECC Beijing Institute of Aeronautical Material，Beijing 100095，China)

Blade crack was found during the trial run and performance test of K417G high-pressure turbine blisk.Based on the investigation on the fracture surface and macrostructure of the crack blade,analysis of blade resonant speed and the mechanical property test of K417G surface grain refinement process and con⁃ventional casting were studied.The analysis results show that the main reason of blade crack is the 3rdorder resonances caused by the number of guide blades.Meanwhile,conventional casting and the lower thickness of blade root caused the decreasing of fatigue resistance.In order to avoid the dangerous resonant speed and increase the fatigue resistance of blade,the methods of changing the number of guide blade,increasing the thickness of blade root and using surface grain refinement process were adopted.The verification experi⁃ments indicate that the blade crack does not occur after that.

aero-engine；high-pressure turbine blisk；crack；resonant；failure analysis；surface grain refinement process；conventional casting；experimental verification

V231.95

A

1672-2620(2017)04-0028-06

2017-05-22；

2017-08-15

李佳佳(1985-)，女，安徽安庆人，工程师，硕士，主要从事航空发动机材料应用及发动机构件失效分析工作。