某动力涡轮盘裂纹扩展寿命研究

邹煜申 ，宣海军 ，范梦龙 ，郭小军 ，单晓明 ，洪伟荣

（1.浙江大学，高速旋转机械实验室，杭州310027；2.中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002）

0 引言

航空发动机涡轮盘工作时承受着高温、高离心载荷等作用，其低循环疲劳特征较明显，而低循环疲劳是发动机盘类零件寿命损耗的主要原因之一。同时，低循环疲劳失效是轮盘使用中最严重和耗资最大的问题之一[1-2]。配装于美国B-52轰炸机的TF33发动机因低循环疲劳失效先后导致8个轮盘破裂；国内WP6和WP7发动机也多次发生过严重的轮盘低循环疲劳断裂失效事故[3-7]。

因此，对于关键件的寿命管控就显得尤为重要。若疲劳寿命设计采用安全寿命设计法，危险部件出现裂纹即视为失效，要被淘汰。断裂力学的发展表明，带有裂纹的结构件在一定时间段是可以继续使用的。损伤容限的概念则应运而生。在美国发动机结构完整性大纲中，损伤容限定义为：结构在存在疲劳、腐蚀或意外损伤直至这个损伤通过检查被测定出来或进行结构修理之前，仍然具有足够的剩余强度[8]。国内外很多学者对此做过相关研究工作。2002年，RA Claudio等[9-10]提出1套复杂结构的3维裂纹断裂力学参数计算方法，估算燃气涡轮盘寿命，与CT试样结果具有较高一致性；2003年，W.Beres等[11]运用损伤容限设计方法预测了Nene-X发动机涡轮盘检测周期；2008年，W.Beres等[12]在轮盘以及隔垫上预制宽度1.3 mm的缺口进行了整盘裂纹扩展试验，J.Hou等[13]比较了不同软件计算整盘裂纹扩展寿命的准确性。1988年，聂景旭等[14]较早将损伤容限理论应用于发动机涡轮盘槽底疲劳失效分析；1995年，王革等[15]利用材料的裂纹扩展速率数据和高温断裂韧度完成裂纹扩展寿命计算，确定了临界裂纹长度。

本文以某动力涡轮盘的GH4169合金为研究对象，采用3维裂纹扩展有限元仿真方法计算裂纹扩展过程，在立式高速旋转试验台上进行高温、预制裂纹轮盘的低循环裂纹扩展寿命试验，通过得到断口的宏观与微观形貌，研究整盘裂纹扩展疲劳寿命仿真计算及试验验证方法。

1 仿真计算

1.1 有限元应力分析

轮盘材料为GH4169合金，叶片采用枞树形榫头连接，有偏心孔和安装孔各12个、榫头60个。低循环试验上限转速定为20500 r/min，下限转速根据试验器能力设置为1500 r/min，设置均温温度场，温度根据工作温度而定。由于轮盘具有循环对称结构，取1/12模型计算，采用6面体1阶网格单元（solid185单元）划分模型，如图1所示。为了便于计算，将叶片的离心力等效为面压力施加在榫头表面。

图1 某涡轮盘网格模型

计算得到的涡轮盘等效应力和周向应力如图2、3所示。从图中可见，最大等效应力为1021 MPa，最大周向应力为1039 MPa，位置相同，偏心孔处为应力最大部位，中心孔处的其次，榫头根部的最小，结果见表1。

图2 等效应力

图3 周向应力

表1 应力计算结果 MPa

1.2 裂纹扩展计算

根据以上计算结果，确定裂纹扩展计算的考核部位，如图4所示。考虑到涡轮盘结构、应力状态和易出现裂纹的类型，在考核部位插入半径为0.38 mm的1/4圆形初始角裂纹，插入角裂纹划分网格后各子模型如图5所示。

图4 裂纹扩展计算考核位置

图5 插入裂纹划分网格后的子模型

计算子模型的断裂力学参量，利用M积分计算得到应力强度因子KⅠ、KⅡ、KⅢ及J积分值，随后进行裂纹扩展分析。计算中作如下设置：裂纹扩展方式选择横幅疲劳扩展；取应力比R=0；裂纹扩展的扭转角度计算准则选用最大张应力准则；裂纹扩展速率模型选用Paris公式式中：d N为交变应力的循环次数增量；d a为相应的裂纹长度增量；d a/d N为裂纹扩展速率；ΔK为应力强度因子幅值；C和n的数值根据同批材料CT试样实测值确定，取 C=1.4E-15，n=3.75。

计算得到涡轮盘上4个考核位置a-N（裂纹长度-循环次数）的曲线，如图6所示。从图中可见，当各考核点处裂纹扩展至15 mm附近时，偏心孔径向向内约需要13200次，偏心孔径向向外约需要16200次，中心孔径向约需要33100次，由于偏心孔环向与榫头根部环向扩展速度非常缓慢，此处不做讨论。偏心孔径向（向内或向外）裂纹扩展速率远高于其它部位的。由此，选择偏心孔为试验主考核部位，中心孔为次考核部位。

图6 裂纹长度-循环次数曲线（a-N曲线）

2 裂纹扩展寿命试验

试验前，在动力涡轮盘考核部位采用电火花预制边长为0.3 mm的方形角裂纹，缺口截面形状如图7所示。试验在520℃的高温环境下进行，采用热电偶测控炉内温度，以高精度红外测温仪监测高速旋转试件表面温度。试验共分3个阶段，见表2。第1阶段完成9000次循环后未发现裂纹；第2阶段将上限转速提升10%至22550 r/min，3000次循环后检查发现裂纹扩展；第3阶段继续进行1700次循环后轮盘破裂。

图7 缺口截面

表2 裂纹扩展寿命试验情况

3 疲劳断口分析

观察轮盘碎片可以判定偏心孔处径向向内裂纹快速扩展导致轮盘破裂，各预制裂纹处均可见扩展的疲劳裂纹，选取导致轮盘破裂的偏心孔疲劳断口进行分析。

3.1 疲劳断口观察

偏心孔处疲劳断口如图8所示。从图中可见明显的疲劳弧线。根据疲劳弧线的法线方向可以推定裂纹从预制处萌生后向外的扩展路径。通过仿真得到的裂纹前沿扩展历程如图9所示。经对比可见仿真计算结果较好的拟合了裂纹的前沿扩展形状。

图9 仿真计算裂纹前沿形状

在扫描电镜下观察疲劳断口的裂纹萌生区、稳定扩展区、快速扩展区和瞬断区，断口全貌如图10所示，疲劳断口微观形貌如图11所示。

图10 扫描电镜下的断口全貌

图11 疲劳断口微观形貌

通过对疲劳断口观察可知，裂纹在预制缺口处开始萌生，在该处出现较多二次裂纹，表明该处承受较大的疲劳载荷。在裂纹稳定扩展区可以观察到明显的疲劳条带，其间距随着裂纹长度扩展而逐渐增大。当裂纹长度超过一定尺寸时，可以观察到有韧窝的形状，表明该处裂纹已进入失稳扩展区，轮盘发生破裂。

3.2 疲劳断口分析

图11中的1个疲劳条带对应1次应力或应变循环，为此选取图10中的路径，对断口疲劳条带间距进行定量分析，获得a-d a/d N数据。将第1、2试验阶段视为裂纹萌生阶段，将第2试验阶段的裂纹长度视为相应位置处的初始裂纹长度，按照第3阶段的载荷条件，即上限转速为22550 r/min下计算得到裂纹扩展a-N数据，利用七点递增多项式法计算裂纹扩展速率[16]，获得a-d a/d N结果，比较试验与计算结果，如图12所示。从图中可见，初始阶段仿真计算结果与试验测得的裂纹扩展速率接近，之后二者之间的偏差逐渐增大。

图12 裂纹扩展速率对比

4 结论

（1）本文采用在大应力区域预制模拟裂纹的方法，结合3维裂纹扩展仿真计算，利用立式旋转试验台开展裂纹扩展速率研究，建立了1种有效的试验验证方法。

（2）在100%转速即20500 r/min下试验进行9000次循环后并未发现裂纹，转速提升10%至22550 r/min时，3000次循环即发现肉眼可见裂纹，说明短时间的超载有很大可能诱发裂纹萌生。

（3）比较仿真计算与试验验证结果可知，计算得到的某动力涡轮盘裂纹前沿扩展形状、扩展速率与试验结果有较好的一致性。仿真计算得到的扩展速率偏快，计算相对保守。这可能与材料的分散性有关，因此建立完整可靠的材料数据库对于仿真计算的发展十分重要。

本文研究的裂纹类型均为角裂纹，并未涉及工程实践中常见的表面裂纹，因此后续研究工作会涉及更多类型的裂纹，并增加试验子样数以提高试验数据可靠性。