航空發動機高壓渦輪葉片葉冠焊后裂紋分析及控制

孫紅梅，陳 飛，王曉娟，李國娜，樂金勇

(中國人民解放軍第五七一三工廠，湖北 襄陽 441002)

0 引言

渦輪葉片作為航空發動機關鍵零部件，在工作中承受熱負荷、離心力、氣流力以及振動交變負荷等的交互作用［1］。某型發動機高壓渦輪工作葉片(以下簡稱高渦葉片)工作一個翻修期后，葉冠表面產生磨損、腐蝕坑、起皮、冷作硬化等損傷(圖1)，修理時需在葉冠處堆焊耐磨層。據統計，該型發動機服役一個翻修期后，高渦葉片葉冠故障率達20%以上。

圖1 高渦葉片葉冠結構及損傷部位Fig.1 High pressure turbine blade and damage positio

高渦葉片葉冠按規定的工藝流程修復并經熒光探傷未發現有裂紋，但試車后熒光檢測發現部分高渦葉片在葉冠焊接熱影響區(以下稱為HAZ)有裂紋。飛行過程中，裂紋將可能導致葉冠掉塊，打傷渦輪葉片及后面的零部件，造成等級事故。共統計400片修理合格未經試車的葉片，發現14片存在裂紋，故障率約為3.5%，嚴重威脅飛行安全。

本研究采用金相顯微鏡、掃描電鏡觀察葉冠裂紋及斷面形態，分析葉冠材料、結構特點，確定裂紋原因，采取針對性措施來預防同類故障再次發生;通過冷熱循環試驗，確定裂紋的基本擴展方向，論證出現裂紋的葉片使用可靠性。這些工作不但為該型發動機大修質量提供技術依據，對其它同類工藝結構渦輪葉片的修復也有著重要借鑒意義。

1 高壓渦輪葉片材料及工藝分析

高壓渦輪葉片材料為K403，該合金是廣泛應用的鎳基鑄造高溫合金，用多種金屬元素綜合強化，具有較高的高溫強度［2］。其焊接性差，焊接時極易產生熱裂紋，焊接裂紋傾向性約為35.2%，一般不用于焊接結構［3］;K403合金是以鋁鈦為主的沉淀強化鎳基合金，合金組織中γ＇相的體積分數高，焊后殘余應力較大，在時效過程中或工作溫度高于時效溫度時易產生應變時效裂紋。葉片基體的硬度約為 HRC 38，狀態為鑄態［4］;堆焊合金材料為鈷鉻鎢合金，堆焊耐磨層硬度為HRC45.9～48.9。

高壓渦輪葉片修理工藝路線為:磨削→堆焊→磨削→焊后退火→熒光探傷→測頻→配重→裝配→試車。其堆焊方法為鎢極氬弧焊，焊接電流為7～15 A。焊后退火工藝為980℃，2 h;試車時葉冠部位溫度約750～830℃，2 h。

2 裂紋缺陷觀察與成因分析

2.1 裂紋產生時機及形態分析

為了初步判斷葉片裂紋產生階段，利用高靈敏度熒光檢測，對已修理并經熒光檢測合格的葉片進行再次檢測。結果表明:經過30～50天自然時效后，有3.5%的葉片出現延遲裂紋。即裂紋在焊后沒有立即出現，而是在經過自然時效或熱時效后顯現。

裂紋位于HAZ和焊縫熔合區，為細小的橫向裂紋，長度為0.2～0.4mm，裂紋中部較為粗壯，兩端尖細，與焊縫夾角為60°～90°，分別向焊縫和葉身方向延伸，裂紋的走向及位置見圖2。

圖2 金相顯微鏡和掃描電鏡觀察的裂紋形貌Fig.2 Morphology of welding cracks

2.2 裂紋斷口觀察

特定的顯微結構在特定的外界條件下有特定的斷裂機制和微觀形貌特征［5］。按裂紋發現的順序，用體視顯微鏡分別觀察試車前后葉片裂紋斷口形態，如圖3所示。

試車后的裂紋斷面為藍色，采用丙酮及乙醇清洗無法去除，為氧化色(圖3a)，這表明裂紋是高于600℃的高溫環境中擴展或產生。葉片自修理后至發現裂紋，期間共經歷焊后退火和工試2個高溫狀態，裂紋可能產生于焊后退火過程中、退火后試車前、試車過程中。

觀察試車前的裂紋，其斷面有氧化現象且具有金屬光澤，約有0.3mm ×0.6mm，范圍顏色為深藍色，有0.3mm×1mm范圍顏色為黃色，有0.5mm×1mm范圍略帶淺黃色(圖3b)。這說明裂紋形成于退火前或退火過程中。

圖3 高壓渦輪葉片工試前后裂紋宏觀斷口形貌Fig.3 Macro－appearance of the fracture surfaces of No.1 aero engine high pressure turbine blade

采用掃描電鏡觀察并配合能譜分析退火后試車前裂紋整個斷口的形貌，發現裂紋斷口粗糙，有明顯的脊，呈河流狀花樣;斷裂起始部位有明顯韌窩和氧化產物，裂紋為脆性斷裂(圖4)。

斷口處未見有重熔、邊界熔化及結晶的情況，可排除熱裂紋和液化裂紋的可能;裂紋斷面未發現疲勞斷裂特征，未見氣孔、夾雜等焊接缺陷，說明裂紋不是疲勞裂紋，也不是在基體材料冶金缺陷的基礎上產生的。

2.3 裂紋金相顯微觀察

觀察14片故障葉片，裂紋處于HAZ的有13片，處于焊縫熔合區的有1片。裂紋擴展路徑由HAZ部位沿晶界分別向焊縫和基體(非HAZ)擴展;伸入焊縫的裂紋則沿枝晶邊界向焊縫內部擴展(圖5)。堆焊焊縫為粗大的枝狀晶組織，焊縫未見內部裂紋。

應變時效裂紋是γ＇相強化高溫合金采用焊后熱處理釋放殘余應力和優化組織性能時容易產生的一種裂紋，也稱再熱裂紋或焊后熱處理裂紋［6－8］。這種裂紋一般是宏觀裂紋，具有沿晶特征，裂紋通常發生在熱影響區，并向非熱影響區擴展［9］。

圖4 渦輪葉片葉冠裂紋斷口微觀形貌圖(未試車)Fig.4 Fracture surface features of No.2 aero－engine high pressure turbine blade(before commissioning)

圖5 葉片葉冠裂紋金相圖(未試車)Fig.5 Welding cracks morphology of No.2 aero－engine high pressure turbine blade(before commissioning)

綜合以上分析，確定裂紋為應變時效裂紋，該裂紋在焊后時效過程中產生。K403高溫合金980℃時效后，合金的抗拉強度和室溫硬度均降低［10］。由于焊接熱循環的作用，焊縫及其 HAZ存在焊后殘余應力;隨后在磨削和自然時效過程中也會產生磨削應力和時效應力。在焊后熱處理或工試時，焊接和磨削殘余應力雖然部分釋放，但同時γ＇相快速析出，產生時效應力，合金韌性降低，基體點陣常數減少出現凈收縮［9］。在約束情況下，這種收縮導致出現高應力，進一步加劇了材料應力/應變集中。應變集中在過熱區晶粒邊界上，當晶界變形能力不足以承受金屬內部產生的應變時，就產生應變時效裂紋［9］。在時效應力的影響下或試車冷熱循環產生的應力作用下，微裂紋發生擴展，形成可以通過熒光探傷檢查出來的宏觀裂紋，這也解釋了經過30～50天存放后對葉片再次進行無損檢測時會出現裂紋的現象。

3 工藝排查及調整

根據裂紋產生原因，重新對葉片堆焊、磨削及熱處理工藝進行排查梳理。發現焊接工序至焊后退火工序時間過長，一般為10天左右;粗磨時進刀量較大，堆焊部位存在飛邊。

為解決葉片裂紋故障，工廠優化堆焊工藝并調整工藝路線。為了防止裂紋的產生，減小堆焊層焊接應力，焊前必須預熱［9－11］。因此工廠增加焊前預熱和焊后緩冷措施，盡量減小焊接殘余應力;調整工藝流程，焊后立即進行去應力退火，降低焊接殘余應力，避免產生裂紋;控制葉片磨削進刀量，以減小磨削應力，避免早期顯微裂紋。工廠利用90片試驗葉片由新工藝路線堆焊修理，經2次試車并熒光檢查，未再出現焊后裂紋現象。

4 冷熱循環試驗

高壓渦輪葉片葉冠部位在工作時承受徑向力(離心力)、葉片間擠壓力、冷熱循環引起的交變應力、振動應力等。按其受力方向可知，徑向力與裂紋平面垂直，不會對裂紋擴展起促進作用;葉片間擠壓力與裂紋在同一平面，但其方向與裂紋方向基本一致，對裂紋擴展貢獻小;振動應力主要是由氣動力和發動機整機振動引起的，其振動方向與裂紋方向平行或與裂紋平面垂直的，因此對裂紋擴展貢獻不大。冷熱循環引起的交變應力與裂紋同平面，其方向與裂紋方向垂直且不斷變化，是造成裂紋擴展的主要驅動力。因此，只要找到冷熱循環應力對裂紋擴展的影響規律，即可了解葉冠裂紋對發動機的危害。

發動機正常工作時，葉冠部位工作溫度約為750～830℃，工作結束空冷至室溫的時間不低于0.5 h。為盡快獲得裂紋擴展的規律，確定試驗條件為:將葉片加溫至900～950℃保溫5～10 min，然后快速取出葉片并放入室溫(約15℃)流動水中急冷，這樣為一個冷熱循環，冷熱循環試驗條件比正常工作更惡劣。使用12片葉片進行冷熱循環試驗，試驗前在顯微鏡下測量其原始裂紋長度，共循環100 次，在第10、20、40、60、80、100 次時測量其裂紋長度(圖6)，計算裂紋擴展速率。

急劇冷熱循環帶來的應力與葉冠內部應力疊加，使得裂紋進一步擴展，試驗結果見表1。裂紋擴展速率于試驗溫度950℃時有顯著提高并在遠離焊縫和HAZ的部位產生大量新裂紋，這說明該溫度下冷熱循環已經嚴重超出葉冠的承受能力。整體來看，裂紋擴展速率隨冷熱循環次數的增加，呈下降趨勢。這是因為裂紋擴展使葉冠內部應力得到釋放，裂紋驅動力逐漸以冷熱循環產生的交變應力為主。

圖6 冷熱循環試驗中的最長裂紋Fig.6 The longest cracks after cold－thermal cycling

表1 冷熱循環結果Table 1 Results of cold－thermal cycle

從裂紋走向來看，新生裂紋及原來裂紋的擴展方向均基本垂直于焊縫，向冷卻孔擴展(圖6c)，但其中有一片在其葉冠邊緣出現裂紋且其擴展方向朝向葉冠外側，具很大掉塊風險(圖7)。

圖7 高渦葉片葉冠邊緣裂紋Fig.7 Outside crack of high pressure turbine blade

5 結論

1)裂紋產生直接原因是工藝路線和工藝參數設置不合理，使焊接及磨削殘余應力未及時消除，為裂紋產生提供了必要條件。在焊后時效過程中，合金韌性降低，時效組織應力與焊接、磨削殘余應力疊加，導致應變集中在過熱區的晶粒邊界上，產生了應變時效裂紋。

2)增加焊前預熱和焊后緩冷措施減小焊接殘余應力;焊后立即退火，進一步降低焊接殘余應力;控制磨削進刀量，減小磨削應力，避免早期顯微裂紋。經試驗驗證，貫徹這些措施后有效預防了同類故障再次發生。

3)冷熱循環試驗結果表明:在正常工作過程中裂紋擴展速度緩慢，其擴展方向為垂直于焊縫并向冷卻孔方向擴展，一般不會形成封閉裂紋，造成葉冠掉塊。但葉冠邊緣產生的裂紋有向葉冠外側擴展傾向，可能造成掉塊，影響飛行安全。

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