摘要:某1Cr11Ni2W2MoV钢高压涡轮轴在进行疲劳试验后,其涡轮轴端面和轴体转接处存在沿圆周方向的长度为mm左右的穿透性裂纹。采用宏观观察、金相检验、断口分析等方法分析裂纹形成的原因。结果表明:该裂纹性质为疲劳裂纹,涡轮轴的材料正常,裂纹产生的主要原因是涡轮轴的上、下支撑板轴承安装孔同轴度偏差较大,导致涡轮轴在疲劳试验过程中呈偏转状态,最大应力位置发生改变,在端面和轴体的拐角处产生应力集中,促使裂纹形成。
关键词:航空发动机;涡轮轴;疲劳寿命;同轴度
中图分类号:TB31;TG.2文献标志码:B文章编号:-()02--04
1Cr11Ni2W2MoV钢具有良好的强度、韧性和一定的抗腐蚀性[1-2],经常用于航空发动机中℃下工作的盘件、叶片和轴等零部件[3-4]。航空发动机中的压气机转子轴、涡轮转子轴等是发动机中传递功率的重要部件,通常称为主轴,主轴失效会产生极其严重的后果。由于航空发动机的工作特点,主轴需承受扭矩、轴向力、弯矩及振动扭矩等多种载荷,因此对主轴在复合载荷下的疲劳寿命提出了极高要求[5]。发动机的台架在试车过程中很难实现主轴的真实工作状态,通常是设计专门的试验器对主轴施加复合载荷,以估算其疲劳寿命[6]。
某型航空发动机的高压涡轮轴在试验器中进行疲劳试验,涡轮轴结构如图1所示。在完成了次低循环、2×次高循环疲劳试验后,弯矩载荷不稳定,加弯轴异常偏转,试验暂停,检查轴试验器后,发现高压涡轮轴产生裂纹。笔者采用一系列理化检验方法分析了裂纹产生的原因,提出了改进意见。
1理化检验
1.1宏观观察
高压涡轮轴断裂的特征为:凸台与轴身拐角处产生穿透性裂纹,轴体出现了较大扭转变形,不能将轴体从试验器中正常拆卸,因此在裂纹附近对轴身进行了切割,裂纹宏观形貌如图2所示。
裂纹基本沿转接拐角处周向分布,裂纹尾部与主裂纹呈°角,沿轴体扩展,裂纹两侧外形吻合,可见明显的二次裂纹。裂纹两侧在轴体拐角处有明显变形。轴体外表面可见沿圆周方向的磨损烧蚀特征[见图3a)],裂纹区域台阶上的销子均有不同程度磨损[见图3b)]。
在裂纹处剖开试样,可见断面有两种差异较大的特征,断面中部区域(区域1)平坦,该区域裂纹扩展路径均沿轴体和端面台阶的圆周分布,该区域长度约为5cm,占裂纹长度的1/4;断面两侧区域(区域2)起伏明显,且可见沿圆周和壁厚方向的大应力撕裂特征,区域3为人工打断区(见图4)。
通过宏观断口的放射棱线可判断裂纹起源于1区,裂纹产生于轴体外表面与端面台阶转接拐角处圆周表面,裂纹源区呈多处点源或线源形式。
1.2断口分析
在扫描电镜(SEM)下观察断口形貌,可见断面磨损严重(见图5)。
断口1区可见解理河流状花样,2区可见大应力撕裂快速扩展和磨损特征,3区呈现韧窝特征。断口3个区域的SEM形貌如图6所示。
沿裂纹附近的拐角处纵向取样,观察拐角处截面与轴身的显微组织(见图7),由图7可知:材料的显微组织正常,为板条状马氏体。
1.3化学成分分析、硬度测试和力学性能测试
在轴体裂纹附近取样,并进行化学成分分析、硬度测试和力学性能测试,结果如表1,2所示。由表1,2可知,结果均符合锻件的验收要求。
1.4应力分析
检查涡轮轴试验器的上、下支撑板轴承安装孔的同轴状况,测得其同轴度为4.98mm,对涡轮轴进行设计状态和偏转状态的应力分析。
在试验设计状态下,高压涡轮轴等效应力分布如图8,9所示,高压涡轮轴最大应力位置在锁片槽根部倒圆位置,此时凸台根部倒圆位置截面的平均应力为MPa,应力集中系数为1.99;锁片槽根部倒圆位置截面平均应力为MPa,应力集中系数为2.47。
根据上、下支撑板轴承安装孔同轴度为4.98mm(上支撑板相对于下支撑板轴线偏离2.49mm),高压涡轮轴偏转如图10所示,对偏转状态下的高压涡轮轴进行应力分析(见图11,12),高压涡轮轴最大应力位置变为凸台根部倒圆处,此时凸台根部倒圆位置截面平均应力为MPa,应力集中系数为2.44;锁片槽根部倒圆位置截面平均应力为MPa,应力集中系数为2.75。
根据对比设计与偏转状态下的应力分布,由于弯矩载荷的存在,设计状态下凸台根部倒圆处截面应力分布不均匀,但差别不大,而受试验件偏转的影响,凸台倒圆处应力分布不均匀程度进一步增大。高压涡轮轴凸台根部截面设计状态与偏转状态下各方向应力分布如图13所示。高压涡轮轴凸台根部截面设计状态与偏转状态下应力计算结果如表3所示。
2综合分析
高压涡轮轴的裂纹源区呈多源特征,源区轴体表面的机械加工刀痕完整,在断口上发现严重磨损痕迹,轴体变形较大。高压涡轮轴的化学成分分析结果和力学性能测试结果均正常。
复查零件的生产、装配和试验过程,发现上、下支撑板轴承安装孔同轴度偏差较大。涡轮轴偏转后最大应力位置变为凸台根部倒圆拐角处(与实际裂纹产生位置吻合),该处截面的平均应力由MPa增大至MPa,应力集中系数由1.99增大至2.44,相比试验设计状态,应力集中改变使零件的疲劳寿命出现大幅下降。
试验器安装时,上、下支撑板的轴承安装孔不同轴,使得高压涡轮轴与高压压气机传动轴不同轴,进一步引起轴向力加载方向与高压涡轮轴试验件不同轴,从而造成高压涡轮轴凸台根部倒圆拐角处周向应力不均匀;在较高的低周应力和高周应力共同作用下,应力集中区域的抗疲劳性能降低,导致裂纹萌生;裂纹持续扩展达到一定长度后,涡轮轴在持续载荷的作用下发生扭曲变形,导致应力进一步分布不均,断口快速撕裂扩展。
3结论
根据分析结果,制订了改进和预防措施:在试验器设计图中增加上、下支撑板轴承安装孔的同轴度0~0.2mm的要求,增加试验装配过程中的检测工装,保证装配过程中同轴度的实时调整。
参考文献:
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文章来源材料与测试网期刊论文理化检验－物理分册59卷2期(pp:54-57)
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