某涡轮后机匣裂纹失效机理分析

高志坤，迟庆新，卜嘉利

（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）

0 引言

涡轮后机匣是航空发动机后部的重要承力部件，主要由内环（轮毂）、支板和外机匣3部分组成。目前，涡轮后机匣通常选用K4169高温合金铸造，该合金是1种耐热、耐腐蚀、真空熔炼沉淀强化的铸造镍基高温合金，在很宽的中、低温度范围内具有较高的强度和塑性，以及优良的耐腐蚀性能。

近年来，国内整体铸造出一批高温合金涡轮后机匣，但对大型复杂结构件整体铸造的基础技术问题没有开展过深入系统的试验研究，关键技术没有取得根本突破，铸件合格率不高，大型复杂高温合金空心斜支板涡轮机匣的整体精铸技术已成为中国发动机研制需要攻克的关键技术之一。此外，内环与外机匣径向跨度大，在承受轴向力的同时还需满足热变形协调性和刚性的要求，一旦承力框架上产生裂纹，将对发动机工作安全产生严重影响[1-3]。而且，截止目前，国内整体铸造涡轮后机匣的工程使用经验积累不多，对铸件的冶金质量、冷热加工工艺及其对铸件疲劳性能的影响研究很少开展。

本文通过对K4169高温合金整体铸造涡轮后机匣支板在试车后出现的裂纹的性质和失效模式进行分析，揭示了裂纹的成因，并提出改进建议。

1 试验与结果

1.1 宏观检查

故障机匣裂纹的宏观形貌如图1所示。机匣表面呈金黄色，裂纹位于支板与内环转接处，呈“几”字形。

图1 故障机匣裂纹的宏观形貌

将裂纹断口打开，其宏观形貌如图2所示。断口大部分呈金黄色，局部发灰，表面粗糙、起伏较大，裂纹处机匣壁厚约2.0 mm。断口表面隐约可见疲劳弧线和放射棱线，表明裂纹为疲劳属性，由其延展方向可判断疲劳起源于支板与内环转接处的外表面。

图2 故障机匣裂纹断口的宏观形貌

1.2 断口微观分析

通过扫描电镜对断口进行观察，发现其上存在由表面深入基体内部的裂纹，裂纹开口宽度不连续，内壁圆润、光滑，应为铸造冷隔缺陷，放射棱线主要汇聚于该缺陷中，表明其对疲劳裂纹的萌生起主要促进作用（如图 3（a）所示）；放大观察，缺陷附近断口还可见河流花样特征，汇聚于亚表面多个区域，该处距离表面约0.1 mm，主要呈氧化颗粒形貌（如图3（b）所示），表明该处也为疲劳源，裂纹断口为多源疲劳起始；扩展区在高倍电镜下可见细腻的疲劳条带（如图3（c）所示），说明裂纹断口扩展应力不大[4-5]。

图3 断口微观形貌

1.3 成分分析

对故障后机匣基体、裂纹断口源区和扩展区进行能谱分析，结果见表1。从表中可见，故障涡轮后机匣基体成分符合标准要求；疲劳源区域氧含量较附近扩展区的明显偏高，表明其氧化程度较扩展区的严重[6]。

1.4 组织检查

取故障涡轮后机匣裂纹附近表面、截面、机械加工面和基体制备金相试样，将试样打磨、腐蚀后观察其显微组织形貌，如图4所示。故障涡轮后机匣裂纹附近晶粒较粗大，直径约为2.0～4.0 mm；疲劳裂纹起源处存在深约100μm的细晶层（晶粒直径约为5～30μm）；而裂纹附近原始机械加工表面未见细晶层；基体组织可见碳化物和针状δ相，未见异常。

1.5 力学性能测试

对试样进行室温拉伸性能测试，其结果见表2。从表中可见，故障机匣室温拉伸性能符合标准要求。

表2 故障机匣室温拉伸性能

为分析故障涡轮后机匣细晶层形成原因，选取1块模拟斜支板承力框架浇注工艺的试验料（与裂纹位置相对应）进行模拟试验。首先检查试验料铸态下的金相组织（如图5（a）所示），合金表面没有发现细晶组织，证明细晶层不是铸造时产生的；切取部分试验料，按故障涡轮后机匣热等静压制度进行热模拟试验，之后对其进行组织分析，此时表面产生了1层细晶组织，如图5（b）所示。上述试验及对机匣热工艺过程分析表明，故障涡轮后机匣表面细晶层是在铸件热等静压工序产生的表面再结晶层。

图5 模拟试验中试验料的组织形貌

1.6 再结晶层对疲劳特性影响分析

1.6.1 试验方法

从故障涡轮后机匣取板状试样，主要工艺为线切割、磨、镗孔、抛光等。试样的表面状态分为2种，1种是保留原始铸造表面（宽边存在细小再结晶层），另1种是通过磨削去除再结晶层，并使其厚度尽可能与带原始铸造表面的试样一致。对试样分别进行室温和550℃下的疲劳试验，均采用应力控制，应力比为δ＝0.1，在室温下最大应力分别选取640、783 MPa，在550℃下最大应力为640 MPa。

1.6.2 试验结果

再结晶层对疲劳寿命的影响如图6所示。从图中可见，在室温下可见随着应力的增大，有、无再结晶层试样的循环周次都呈下降趋势；与去除再结晶层的试样相比，有再结晶层试样的疲劳寿命较短，并且结果较分散，说明铸件热等静压工艺产生的细小再结晶层对其抗疲劳性能有不利影响；在本试验条件下，若去除再结晶层，可使试样在达到同样疲劳寿命时的最大应力提高约20%。

图6 再结晶层对疲劳寿命的影响

在应力相同的条件下，随着温度的升高，有、无再结晶层试样的循环周次都呈下降趋势，且有再结晶层试样的疲劳寿命低于去除再结晶层试样的，进一步说明再结晶层对机匣抗疲劳性能有不利影响。

疲劳试样断口及裂纹形貌如图7所示。从图中可见，放射棱线汇聚于再结晶层（厚度约为50μm），说明疲劳裂纹萌生于该区域；放大观察，疲劳裂纹以解理小平面和滑移特征萌生于再结晶层与基体结合处；扩展区主要呈河流花样和滑移平面特征，局部类似于“单晶”疲劳裂纹扩展特征[7]，这应与机匣晶粒粗大有关；裂纹截面组织形貌进一步说明疲劳裂纹萌生于再结晶层与基体结合区域。

图7 疲劳试样断口及组织形貌

2 失效原因分析

通过对故障涡轮后机匣裂纹断口检查与分析可知：故障斜支板涡轮后机匣裂纹性质为疲劳，起源于支板与内环转接处外表面。

2.1 铸造冷隔缺陷

起源于铸造冷隔缺陷的疲劳裂纹是由于浇注液熔合不良，在铸件表面形成类似裂纹状的边缘带有圆角的缝隙。在通常情况下，铸件验收标准不允许零件中存在冷隔缺陷，其形成主要与浇注中断、浇注温度低、铸件设计壁厚薄、型腔内排气不畅等有关[8-9]。该缺陷破坏了材料内部的连续性，不仅降低了后机匣静强度储备，还使局部的高应力（σmax）应力集中，缺陷形状越尖锐，材料的强度越高，塑性越低，应力集中系数也就越大，从而大大降低后机匣整体抗疲劳强度。加之发动机试车过程中不可避免存在振动，在振动应力的作用下，促使故障斜支板涡轮后机匣在原始铸造冷隔缺陷处过早萌生疲劳裂纹。多源萌生于亚表面（距离表面约0.1 mm）的疲劳裂纹，其氧化颗粒特征区域与组织分析可知的深约0.1 mm的细晶层相对应，且能谱分析表明该氧化颗粒特征区域氧化较附近扩展区的明显严重，说明细晶层在工作过程中首先发生开裂、随后开裂处氧化，继而在振动应力作用下，疲劳裂纹在该处过早萌生。

2.2 再结晶层影响

由故障后机匣组织分析和模拟试验可见：细晶层并非是故障涡轮后机匣在工作过程中形成的，而是在热等静压工艺后产生的细小再结晶层（晶粒直径约为5～30μm）。目前，未见国内外关于再结晶对铸造等轴晶部件性能影响及其裂纹萌生机制方面的研究，只是在再结晶对定向或单晶高温合金的力学性能影响方面有少量技术资料[10-14]。依据本试验条件下再结晶对构件疲劳特性的影响结果可知，无论是在室温还是在550℃下，有再结晶层试样的疲劳寿命均低于无再结晶层试样的，说明细小再结晶层的确降低了铸件的抗疲劳性能；从对疲劳试样断口和裂纹组织分析上同样可知，疲劳裂纹萌生于再结晶层与基体结合区域，也进一步说明细小再结晶层对故障涡轮后机匣的抗疲劳性能有不利影响，促使疲劳裂纹过早萌生。为解释这一现象，认为故障部位涡轮后机匣壁厚（约为2.0 mm）与该部位基体晶粒（直径约为2.0～4.0 mm）尺寸相当，机匣截面局部可以简化成定向或单晶高温合金。由于再结晶层的承载能力低，且再结晶材料的力学性能、弹性模量等与基体材料的差异很大，在承载时由于变形不协调使故障部位再结晶区与基体材料界面处产生很大的应力集中，并使再结晶区与基体材料的界面处应力显著增大，促使故障涡轮后机匣在再结晶区与基体材料界面区域过早出现损伤并诱发疲劳裂纹萌生。

2.3 晶粒粗大影响

此外，故障涡轮后机匣未超温使用（基体组织正常），循环应力水平不高（扩展区疲劳条带细密），但故障部位晶粒（直径约为2.0～4.0 mm）粗大，断面等轴晶比例低，当塑性变形从1个晶粒传播到相邻晶粒时，由于晶界少而导致晶界阻力减小，穿过晶界就比较容易；晶粒粗大，还使同时开动的晶内位错和增值位错率降低，塑性变形不均匀，又使扩展裂纹穿过晶界进入相邻晶粒并改变方向的频率减值，消耗能量减少，促使故障涡轮后机匣裂纹萌生与扩展。周瑞发等研究镍基高温合金GH33时，对不同晶粒度的疲劳性能进行比较。同样发现晶粒越细小，疲劳寿命越长，且在较小的晶粒度等级，晶粒大小对疲劳性能的影响越明显，直径小于l mm的晶粒展示出明显提高的疲劳寿命。同时，有研究表明[15]：在室温及700℃、非大应力（超出机匣设计值）状态下，K4169合金细晶（晶粒直径约为0.1 mm）的疲劳性能均优于粗晶（晶粒直径约为3.8 mm）的；高温持久性能细晶比粗晶高出1/3。由此可知，故障机匣基体粗大晶粒组织对其使用性能不利，可通过添加细化剂等工艺改进细化基体晶粒，从而提高其综合性能。

3 结论

（1）故障斜支板涡轮后机匣裂纹为疲劳性质，疲劳起源于支板与内环转接处外表面；

（2）铸造冷隔缺陷、细小再结晶层和基体晶粒粗大是促使涡轮后机匣过早疲劳开裂的主要原因；

（3）可采用提高浇注温度、增强浇注液流动性等措施排除冷隔等原始铸造缺陷，通过添加细化剂等工艺使后机匣基体晶粒细化，避免热等静压工艺产生细小再结晶层等措施提高斜支板涡轮后机匣整体抗疲劳性能。

希望此次故障能引起相关科研人员对整体铸造机匣验收质量的高度重视，加强设计制造一体化技术，为今后整体铸造涡轮后机匣的可靠应用提供重要的技术保障。