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第2章 WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障

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 1219 2338 521 556 缺陷性质及状态 断面上存在严重显微疏松和一个3.2mm×2.0mm的气孔 断面上存在一处2.5mm×2.0mm的氧化皮夹杂 加强筋上存在一处2.2mm×1.8mm的夹砂 断面上存在三处平坦的脆断区 12WJ5AI900248 775.04.002 12WJ5A850086 775.04.001 12WJ5A850077 775.04.002 12WJ5A910311 775.04.002 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

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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32o50＇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：σ

0.2 =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，三个大应力区存在于叶片申根段： 1区—第一隼齿齿底；

2区—伸根与下缘板转接段下部；

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第2章 WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障

3区—伸根的加强筋上部。

三个大应力区于各种临界条件下的最大主应力见表2-2。

表2-2 三种临界条件下大应力区的最大主应力 大应力区 Ⅰ区 Ⅱ区 Ⅲ区 第一种临界条件 1652 754.2 823.5 第二种临界条件 1092.6 723.6 887.4 第三种临界条件 1062 605.7 814.5 为检验计算的准确性，还进行了光弹实验。光弹试验结果与应力计算结果大体一致，因而验证了以上结果。

能够看出，于三种临界条件下，除开Ⅱ区在屈服极限附近外，Ⅰ、Ⅲ区局部应力均已高于屈服极限，Ⅰ区的弹性应力最大，然依据计算结果，Ⅰ区的应力梯度相对较大，因此，尽管在此区产生了疲劳裂纹，其扩展速度也相当缓慢，厂内的各种试车已验证了这一点，而Ⅱ区虽然应力水平低于Ⅰ区，然其应力梯度较小，故一旦产生裂纹便会迅速扩展，造成叶片折断，四起故障均属这种模式。

2.3故障分析结论

经过以上分析可得出下面的结论：

（1）一级涡轮工作叶片从伸根处疲劳断裂，断裂的叶片飞出后打坏后面的涡轮工作叶片和导向叶片，导致发动机失效。

（2）一级涡轮工作叶片疲劳断裂的根源是伸根处存在大应力区，并且在大应力区存在不应有的冶金铸造缺陷和工艺污染。正是这些在大应力区内的缺陷和污染成为疲劳源，并萌生裂纹，裂纹迅速扩展导致叶片折断。

2.4防止涡轮叶片断裂的措施

实况飞行中，引起涡轮叶片断裂的因素很多，从根本上讲是当作用在涡轮叶片的内部应力超过其材料强度极限时，就会破坏材料内部分子的结构，使涡轮叶片产生裂纹，进而断裂。为了防止涡轮叶片断裂，确保涡轮的安全工作，在发动

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机设计制造、使用、维护等方面都有相应的措施，下面逐项分析。 2.4.1发动机设计制造方面防止涡轮叶片折断的措施

在发动机设计制造方面，主要是通过改进材料、工艺和冷却等措施尽可能提 高涡轮叶片的强度，来防止涡轮叶片的断裂，主要措施有：

（1）采用高强度的耐热材料

目前，燃气涡轮发动机涡轮叶片通常采用镍基合金材料，因为镍基合金材料具有优越的耐热冲击和耐疲劳性能。今后，随着涡轮前温度进一步升高，已接近金属材料的极限，人们正在探索采用其他非金属材料制造涡轮叶片。

（2）改进叶片制造工艺

改进叶片的制造工艺，可用改变金属材料的晶格结构，从而提高叶片的强度，大大提高叶片的使用寿命。

此外，在涡轮叶片上进行涂层处理，通过热屏障涂层保护可使涡轮局部金属温度降低近150K。

（3）加强涡轮叶片的冷却

涡轮叶片冷却是通过来自压气机出口增压空气对涡轮叶片实施冷却。对涡轮叶片进行良好的冷却可以大大提高涡轮叶片所能承受的燃气温度。目前，经过特殊冷却的涡轮叶片可提高300摄氏度。但对涡轮叶片进行冷却必须是在确保涡轮叶片结构强度基础上进行的，所以技术难度很大。 2.4.2飞行使用中防止涡轮叶片断裂的措施

在飞行使用中，主要是严格遵守发动机的使用规定，防止涡轮叶片承受的负 荷极限，主要应注意以下几点：

（1）注意监控EGT温度，防止发动机超温

实际飞行中，EGT温度是影响涡轮安全工作的最主要参数。所以，对EGT的重要性怎样强调都不过分，尤其在发动机启动、加速过程中或在高温、高原机场工作时应特别注意监控EGT温度，不允许EGT温度超过个发动机状态下的极限值。

（2）防止发动机超转

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发动机超转时，一方面涡轮叶片离心力过大，涡轮叶片容易失效；同时，发动机处于超压状态，超出了发动机的强度，直接威胁发动机的安全工作。所以，发动机一般都有较完善的防超装置。

（3）发动机最大状态连续使用时间不超过规定

发动机在最大状态下工作时，由于涡轮叶片承受的负荷很大，叶片将发生一种叫“蠕变”的变形，叶片将逐渐伸长。所以应限制发动机最大状态连续使用时间不超过规定。

（4）发动机引气量不要过多

目前，大、中型民航机，发动机引气的主要目的是为空调、飞机发动机防冰等系统提供气源，其中主要是空调系统。所以，飞行中应防止空调引气量不要过大，否则将会引起EGT温度升高，使涡轮叶片的工作负荷加大。

（5）防止外来物进入发动机

外来物一旦进入发动机，由于发动机转动部件高速旋转，相对动能很大，一旦碰到叶片上将会产生极大的撞击力，足以损伤叶片。

总之，涡轮叶片断裂是涡轮最主要的故障，它不但会引起发动机振动加剧，更严重的是会打坏发动机部件，导致发动机着火等后果，进一步发展还将严重威胁飞行安全。所以，我们必须进一步分析涡轮的工作条件，防止涡轮叶片断裂的办法，确保涡轮的安全工作。以下是涡轮的工作条件。

首先，涡轮叶片承受很高的热负荷。为了提高发动机推力，需要尽可能提高涡轮前温度，炽热的燃气直接与涡轮叶片接触，涡轮叶片需要承受很高的热负荷。由于金属材料的强度随温度的升高而降低，所以，涡轮叶片在高温条件下工作，其材料强度显著降低。

其次，涡轮叶片承受巨大的离心力。要提高发动机推力，需要提高空气流量，所以必须确保较高的发动机转速。涡轮叶片在较高转速下旋转，叶片要承受巨大的离心力。对发动机而言，涡轮叶片承受的离心力与转速的平方成正比，转速越高，离心力越大。由于叶片承受巨大的离心力，其内部会产生很大的应力，叶片将被拉长。

最后，涡轮叶片承受燃气的交变力。发动机实际工作中，由于受到燃烧室各燃油喷嘴的喷油量不可能绝对均匀等情形的影响，涡轮前燃气温度和压力的分布

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