《装备维修技术》2021年第6期
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常  哲
（中国航发南方工业有限公司，湖南 株洲 412002）
1 引言
航空发动机涡轮叶片长期处于高温、高压、高速的恶劣环境中工作。在气动、机械和热力综合的作用下，涡轮喷嘴的结构强度和振动更为显著。所以需要提高发动机性能，增加空气流量，薄板变薄变长，这很容易导致振动问题，导致叶片开裂甚至碎裂。如果叶片出现裂缝需要格外重视，一半采用误差分析法，从设计、试生产、试验载荷等方面分析了裂纹的原因。以自由涡轮轴破裂为例子，通过无损检测、刀频测量、
金相分析和试验，对产生误差的原因进行了分析，通过分析错误的原因进行解决。同时采用三维的模型模拟试验条件，对强度和振动特性进行数值模拟分析。出了涡轮发动机的裂纹产生的主要原因，并提出了相应的改进建议。 2 故障概述
在对某涡桨发动机进行首翻期寿命试车中发动机例行定检时，发现在自由涡 在对某涡轮发动机第一次试车期间的定期检查中，发现自由涡轮的转子叶片有裂纹的情况发生。利用磁流和荧光对载具平台上的叶片进行了确认。荧光分析证实45叶片的高拉深边缘有一条5-7mm 长的裂纹在孔探未发现其它部位异常，磁插件检查未发现异常金属碎片到了油谱分析正常。它给出了测试运行中的五个测试光谱。各试验谱的完成情况，检测到故障时，发动机已经运转了800多个小时。 3 检查与分析结果
3.1荧光检查 对发动机的拆除进行了核查，并对27个自由涡轮叶片进行了荧光检查。X 光荧光检测显示，六个叶片（包括试验台上的叶片）有裂缝。裂缝叶片分布在红转子上，黑线长度为裂缝裂缝片具有均匀分布的网球面直径、异常接触迹象。没有摩擦或撞击的痕迹形式可以看出，裂缝片安装位置的分布比较谨慎，没有规律外表“27号黎明”的较长裂缝为10毫米，其余五个最大裂缝之一约为4毫米。拉先生叶片上的裂纹位置类似于叶片端部约8至10毫米，约为叶片高度的20%叶片高度约45毫米，且裂纹垂直于排气和类似形状的边缘。 3.2断口冶金分析 为了进一步评估叶片的裂纹类型，对叶片的断裂面进行了分析。结果表明，两种叶片成分合格，渗层和基体组织正常，裂纹为疲劳裂纹。轮胎线从表面开始在叶片排气侧。源区宽约0.4mm。该区域有四个明显的疲劳步骤。疲劳线通过渗层从表面延伸到基体，表现
出线性多源。无冶金缺陷。裂纹扩展的疲劳方向是从叶根到叶背和进口侧。局部位置的圆弧方向存在一些差异。在疲劳曲线之间的局部位置可以看到不同宽度和宽度的疲劳条带。因此，可以得出结论，叶片在工作过程中不仅能进行正常的稳态运行可以。再说应力应为振动压力好了。它初步确定了自由涡轮机头的裂纹性质为疲劳开裂。 3.3叶片测频试验 重复安装机叶片的频率并将其与安装机的测量进行比较，试验前后叶片的频率基本相同。最大变化小于3%，且中央机械自由转子的安装条件是满意程度初步诊断测试对叶片的频率没有显著影响，而裂缝不是由24型比较测试引起的。在三坐标裂缝的情况下，测量了六个叶片的所有自由涡轮叶片和正常叶片。每个叶片测量五个横截面，根据测量结果将结果与理论叶片的结果进行比较，理论叶片与理论叶片之间的偏差范围基本上与理论叶片和理论叶片之间的偏差范围相同，为0+0.18毫米。这表明试验没有改变涡轮叶片的叶片形状。 4 计算分析与讨论
4.1物理模型与数值方法 建造一个三维自由涡轮叶片模型设计使用MSC/PATRAN 限制的前处理和后处理来计算MSC/PATRAN 振动特性。叶片用10节的四面体单元分成部分。（164 308个单位和242 393个单位）节点高压涡轮叶片结构支撑质量离心力/热负载、前盘室和后盘室的空气动力、盘和轴组装应力以及叶片的振动应力。离心电荷和热电荷构成了大部分，从而能够在离心电荷/电荷耦合状态下对叶片结构的静态电阻进行分析。安装方式确定叶片保持条件，以便对叶片接触表面的任何移动施加压力。 4.2数值结果与分析 4.2.1强度特性的计算结果 由于离心力对叶片应力的影响最大，计算强度的最大转速为43522 R/min 发动机叶片使用K418B 高温合金，运行状态下的温度场数据应用于叶片表面以模拟工作环境。替换不适用于涡轮叶片
的轮胎，主要原因是涡轮的入口和排气压力低自由的由于压力表面和吸收表面之间的低压力差，叶片的弯曲压力很小，对结果没有多大影响。最终计算转子叶片强度的计算显示的自由涡轮机.在
操作条件下涡轮机叶片最大静态应力是根据基于刀片芯片根的计算得出的，刀片芯片的中间区域具有最大应力834兆帕，刀片的强度符合要求和位置裂缝不会造成过度的应力问题。 4.2.2振动特性的计算结果 根据对发动机结构特性的分析，有19个自由涡轮导向叶片、3个在自由涡轮导向叶片前面的固定支承板和6个在涡轮后面的固定支承板。自由的因此，可以确定振动次数为3.6，19.涡轮叶片的
涡轮发动机工作温度为750℃，涡轮叶片的旋转速度为23760～43560rmin，根据叶片的固有频率和L 共振的旋转速度计算。奥布自由透平刀片坎贝尔图形的有限元作为这个在发动机旋转速度范围内，在K=3，6，19线与自由涡轮叶片固有的4，5和6级之间有多个交叉点（即共振点）。 与发动机车辆测试光谱中的速度停止点相关，估计自由涡轮叶片第五级的固有频率和引导频率在32558RMN 时可以产生共振。自由涡轮叶片第五级振动类型与第五级自由涡轮等效振动应力刀锋在叶片顶部距离叶片边缘20%至30%的距离上观察到最大的变形和最大的振动应力。间接评估自由涡轮机叶片第五类固有频率的共振和导向盘在32558 rmn 时的激励频率。
5 改进措施 根据分析结果，对测试简介进行了调整，以适应实际使用情况。场地裂缝的主要原因是自由涡轮机在试验期间的旋转速度与现场使用的速度之间的差别，该差别超出了该系统的安全性。以及通过
将螺旋桨的转速调节到与现场使用的接近，在很大程度上是安全旋转速度规定无在检查了1000小时的试验车之后，没有发现其他故障。
6 结论 金相断层摄影和能量光谱分析的结果显示，叶片基底和渗透层基本上正常，微生物组织正常，没有过热。所有的疲劳裂缝都从排气管的表面开始具有多线性源特性和刀片裂纹相同。自然叶
片振动模型是基于叶片疲劳裂纹分布位置的高阶弯曲型，有限元分析和典型涡轮振动模式刀锋。疲劳裂缝主要原因是测试负载频谱的旋转速度不规则、测试中自由涡轮转子的速度过快、高阶谐振点的部分固定以及气体的谐振接近由激励源产生的。频率以及叶片的固有频率导致叶片的高弯曲疲劳裂缝。  参考文献： [1]闻腾炬，王宏卫，梁鹏.某型发动机涡轮叶片榫头裂纹故障分析[J].航空维修与工程，2020（10）：88-91. [2]陈博，朱剑寒，鲁辉军.航空发动机涡轮叶片高周疲劳裂纹故障
分析与思考[J].燃气涡轮试验与研究，2020，33（03）：33-36. [3]马利丽，何立强，任伟峰.航空发动机自由涡轮叶片裂纹故障分析[J].航空发动机，2018，44（06）：54-58.