航空发动机涡轮叶片Word文档格式.docx
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附录31
外文文献33
第1章涡轮叶片及其故障模式
1.1涡轮叶片的简述
一般将转子叶片称作工作叶片，将静子叶片称作导向叶片。
导向叶片位于工作叶片前方，在燃烧室中爆发的高温高压燃气流经导向器叶片时会被整流且在收敛管道中将局部压力能转换为动能，而后加速,最终产生一个角度而更加有效地撞击下一列转子叶片。
转子叶片转动带动压气机部件工作，提供压气机进一步对气体做功的能量。
1.1.1涡轮的工作叶片
叶身与榫头属于工作叶片的两大部分。
（1）工作叶片的叶身
气动力较大是由于涡轮级中的转换能量较大，即折转较大，气流速度较大，故涡轮叶片叶型剖面曲率大，叶身厚，并且沿着叶高的截面变化也相对明显。
在叶尖部分（包括叶身顶端与上部）常常有一些特殊构造，如叶顶戴冠能提高刚性并建立阻尼，起减振作用，叶片叶尖有“切角”来达到修频效果等。
（2）榫头
涡轮工作叶片的榫头一般都是枞形的。
因为这种榫头具有材料利用率高、重量轻、强度高、对热应力不敏感等优点，更适合于高温高负荷的工作条件。
但它的缺点是：
对加工精度要求高，成本高，榫槽内热应力大。
为了改善应力分布，在叶身和榫头之间设一段伸根，伸根上有冷却空气的进口。
由于涡轮工作温度高，所以材料选用耐高温的镍基合金，重量比较重。
由于同样的原因，在涡轮叶片还要采取冷却措施，特别是第一级高压涡轮叶片通常是中空的，叶身内部是迷宫式的冷却空气通道，采用对流、气膜、冲击等冷却技术降低工作叶片温度。
1.1.2导向叶片
涡轮部件中温度最高和承受热冲击最猛烈的零件当属导向叶片，它对材料的要求为：
（1）在高温下有高的抗氧化和抗热腐蚀的能力，由于它工作温度很高，这一要求尤为突出。
（2）具有良好的抗热疲劳与抗热冲击的性能，以及足够的耐热强度。
（3）具有良好的铸造工艺性，特别是铸造的流动性能好。
目前，为了进一步提高涡轮转子与导向叶片的高温能力，发展涂层技术已成为重要举措之一，它既能防止基本的氧化腐蚀，又能很好的隔热。
1.2涡轮叶片的故障类型
1.2.1涡轮叶片常见故障
叶片的故障和故障类型因工作环境的不同而有所不同，常见的故障有：
裂纹断裂，强度不足和高低疲劳损伤，相对前三种故障，高低疲劳损伤发生得最多。
（1）强度不足及其故障模式
叶片的强度不足故障是指叶片工作时某一部位或断面的应力超过材料的断裂应力而造成损伤。
这种故障大部分是由于叶片设计时裕度不够，受叶片截面内部留有残缺隐患或瞬态冲击载荷所造成。
比如工艺缺陷，叶片材质不好和环境影响等因素。
强度不足的故障模式有：
挠曲，形变，裂纹以及断裂等等。
（2）高周期疲劳损伤及其故障模式
叶片高周疲劳损伤即通常说的高循环应力疲劳损伤，其疲劳一方面取决于叶片的疲劳应力水平，叶片的应力循环次数。
另一方面取决于叶片振动应力水平的高低，应力越高，循环次数越低。
叶片的高周疲劳断裂部位常位于叶片的最大应力截面，叶片的最大应力截面和振型相关。
对于一阶弯曲振动，最大应力截面沿着叶尖向上移，其断口轨迹一般为一条直线。
对于复合振型和扭曲振型，其最大应力截面亦因振型不同而不同。
对于高阶振型，最大应力截面亦随阶次的增高沿着叶尖向上移，其断口轨迹是先平后翘。
故研究叶片的断裂部位与断口轨迹，均能够判断叶片属于哪种振型的振动故障。
叶片的高周疲劳大部分属于共振疲劳损伤，其排除方法通常是避开共振，即一是改变叶片的固有频率；
二是改变激振频率。
高周疲劳故障模式一般表现为裂纹和断裂。
（3）低周疲劳损伤及故障模式
叶片低周疲劳损伤又称作大应变疲劳损伤。
因应力水平较高，其损伤的疲劳循环次数较低，通常循环次数N＜103。
低周疲劳损伤大都由于叶片颤振现象或叶片气弹失稳现象所造成，因此也称作颤振故障，它主要在特定条件下由叶片弹性耦合与气动力特性所确定。
叶片低周疲劳损伤的断口特征通常也有三个区域，裂纹的形成区和扩展区交集在一块，疲劳弧线较粗糙，疲劳条带间距较大，表面粗糙。
这与高周疲劳断口有显著的不同。
低周疲劳故障模式一般也表现为裂纹和断裂。
总而言之，叶片振动故障在航空发动机中被归类为具有极大危险程度且多发性的故障，其发作机理有时是较复杂的，排故方法亦是多样化的，是从事于发动机研究、设计、生产和维护者们必须注意的问题。
第2章WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障
2.1故障现象
1991年5月30日，东方航空一架某型号飞机从厦门返回南昌。
飞机滑入跑道请求起飞，这时右发转速102﹪，排气温度430-450℃，发动机参数无异常，收到起飞命令后，推油门过程中猛听一声闷响，右发转速急速下降，当即停车。
1991年11月24日，太原航空一架某型号发动机于太原空域油门由12°
向22°
推进时发出“咚”闷响，扭矩压力减为0，振动极其大，驾驶人员马上将油门由22°
推向30°
，扭矩压力恒定，温度屑信号灯变亮。
立即使用人工顺桨停车，单发成功着陆。
1991年12月10日，吉林局某型号飞机在合肥正准备起飞。
机械师将油门推到20°
，这时右发的T4温度为260°
，振动值0.6g，发动机的工作参数无异常。
随即在把油门推到26°
的一瞬间，右发突然发出“砰”的一声响，紧接着飞机振动剧烈。
机组火速取消螺旋桨限动，关掉停车电门。
这时排气温度640℃，飞机单发滑回停机坪。
1992年1月17日，在南京机场起飞滑行过程中的东方航空某型号飞机，左发某型号发动机忽然猛烈颤动，当即停车。
故障出现后，为确保飞机和人员安全，在没有查清故障原因以及落实排故措施的情形下，该型号飞机全部停飞。
2.2故障原因分析
2.2.1发动机分解检查
以上四台故障发动机在返会大修厂解剖检查时发现，某型号一级发动机涡轮工作叶片统统断开，其余三台各有1片一级涡轮工作叶片断开（见图2-1），四台发动机的第二和第三级涡轮工作叶片、各级导向叶片和他关联零件全都受到不同程度地损伤。
从故障现象大致可以断定四台发动机故障全是由一级涡轮工作叶片这一段造成的。
图2-1折断叶片
2.2.2理化分析
（1）断口分析
为了确定首断件，排除受害零件，对故障发动机所有断裂件展开断口分析。
经分析确认，四台发动机中各有1片一级涡轮工作叶片是疲劳断裂，剩下断裂件都是瞬间被动破坏。
仔细观察这4片一级涡轮工作叶片的折断面，能够看到两个形貌不同的区域组成了断口（图2-2、3、4），即疲劳区和瞬断区，严重缺陷存在于每个疲劳区，每个叶片缺陷具体情况及工作时间见表2-1。
图2-2断口低倍放大全貌图2-3主疲劳扩散区形貌表2-1叶片缺陷情况及工作时间表
发动机号
叶片件号
工作时间/h
缺陷性质及状态
12WJ5AI900248
775.04.002
1219
断面上存在严重显微疏松和一个3.2mm×
2.0mm的气孔
12WJ5A850086
775.04.001
2338
断面上存在一处2.5mm×
2.0mm的氧化皮夹杂
12WJ5A850077
521
加强筋上存在一处2.2mm×
1.8mm的夹砂
12WJ5A910311
556
断面上存在三处平坦的脆断区
需要阐明的是，在工艺过程中运用Sn-Bi合金定位后，叶片表面残留Sn、Bi元素是导致Sn-Bi12WJ5AI910311号发动机叶片缺陷的形成的因素之一。
合金于叶片的工作温度下呈液态，对叶片的材料—K405合金能产生致脆效果，因而其折断叶片的断口属于脆断；
另外的全是冶金缺陷，这和铸造过程中的偶然因素息息相关，因在X光的检验盲区没有发现缺陷。
同时疲劳条带在断口上清晰可见，这些疲劳条带全都起始于缺陷处。
经过断口分析能够确定，带有缺陷的一级涡轮工作叶片是四起故障的罪魁祸首。
（2）材质分析
一级涡轮工作叶片通过K405合金在真空条件下精铸而成，每熔批全都进行了力学性能以及化学成分检测，然后记录存档。
通过检查故障件熔批的理化分析记录，其力学性能和化学成分符合验收技术标准，因而可以排出材料力学性能不达标造成故障的因素。
（3）过热分析
通过四台发动机故障叶片金相检测，没有发现γ′相聚集、长大、回溶现象，因此排出了金属过热造成故障的因素。
2.2.3台架动应力测试
为查明在发动机全转速范围内一级涡轮工作叶片是否有危险共振产生，展开了台架动应力测试，该试验运用电测法进行，试验结果显示：
没有发现一级涡轮工作叶片在发动机全转速范围内存在危险的共振。
2.2.4结构应力计算分析
一级涡轮工作叶片为伸根结构、对分大圆弧齿带冠、叶身带7个径向冷却孔。
为了避开冷却孔进气口，伸根设计成和中心线成32º
50＇的夹角，设一加强筋在叶身重心下方。
针对四起折断故障的断裂部位全都是伸根段，为查明强度设计的薄弱区域是否存在于申根段，运用大型的结构应力分析计算程序对伸根段展开了三维的有限元弹性应力分析。
计算状态：
取最大载荷状态-起飞Ⅱ状态。
伸根段的工作温度：
660℃。
660℃时材料的屈服极限：
σ0.2=754MPa。
临界条件：
依据叶片实际工作情况设计三种临界条件，三种临界条件在工作时均可能出现。
计算结果显示，三个大
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