某型发动机涡轮机匣焊接接头裂纹分析及改进

魏奇征　姜宁　刘博志

摘  要：某型发动机试车过程中发生了低压涡轮机匣与测压座焊接接头裂纹故障，通过对故障件的失效分析、设计复查、工作温度分析等工作，确定了故障原因：由于焊接变形导致裂纹源区处实际壁厚小于设计值;裂纹源区位于焊接热影响区，其材料力学性能会有一定衰减;故障部位存在长时间材料超温使用的问题。上述因素共同作用，造成故障部位实际工况更加苛刻，导致疲劳裂纹产生。通过对低压涡轮机匣改进设计，改善了故障部位的工作环境，并完成了试车考核验证。

关键词：涡轮机匣;焊接接头;裂纹

中图分类号：V235.13+3        文献标志码：A

0 引言

涡轮机匣是航空发动机重要的静子机匣之一，其主要承受较高的温度、内外压差，并传递发动机的轴向力、扭矩和机动载荷等[1]。现代发动机涡轮机匣常采用整体环形结构，其内部设计了导叶和转子外环定位固定用的环形挂勾、销钉/螺栓孔、凹槽等结构。为满足发动机流道燃气测试和流道件孔探检查的需求，一般会在涡轮机匣外壁设置测试传感器和观测孔安装座。某型发动机地面试车过程中，低压涡轮机匣与测压座焊接接头处出现了裂纹，严重影响了发动机试车安全。针对该故障，该文从失效分析、结构设计、温度/强度等方面分析了裂纹产生的原因，并提出了改进措施。

1 故障现象

故障低压涡轮机匣与测压座间的焊接接头裂纹情况如图1所示，共有3条裂纹，长度约为20 mm～30 mm，均位于测压座后端焊接接头热影响区，且有2条裂纹扩展至机匣本体。故障机匣与测压座材料均为GH4169，截至故障发生时，随整机进行了200多个小时的地面试车。

2 失效分析

2.1 断口分析

裂纹断口典型宏观形貌如图2所示，断面较为粗糙，可见放射棱线，裂纹末端可见疲劳弧线，表明该断口为疲劳断口。根据放射棱线和疲劳弧线的方向判断，疲劳起源于机匣外表面的焊接接头热影响区，呈多源特征。

在扫描电镜下观察，裂纹断口低倍形貌如图3所示，可见断口表面主要呈沿晶断裂特征;进一步放大观察，可见细密的疲劳条带形貌（图4），证明了该断口的疲劳性质。

2.2 材质分析

分别从机匣裂纹附近部位和其他角向无测试座部位取样进行组织分析，形貌如图5、图6所示。可以看出，裂纹附近部位组织出现δ相在晶粒内呈长针状析出的现象，说明裂纹部位存在材料使用超温问题，超出了材料长期许用温度650℃，而无测试座部位组织无明显异常，符合正常的GH4169组织形貌。

对故障机匣基体进行能谱分析，结果见表1，其主要合金元素成分含量基本符合标准要求[2]。

2.4 尺寸测量

对裂纹源区部位壁厚尺寸进行测量，结果见表2，壁厚仅为1.05 mm～1.14 mm，不满足图纸1.34 min的要求，而其他角向非焊接部位的壁厚为1.49 mm～1.67 mm。

2.5 力学性能

从故障件安装边处取非标板状试样，进行室温拉伸性能试验，结果见表3，满足材料标准[2]的力学性能要求。

3 机匣设计分析

3.1 结构设计与工艺分析

故障低压涡轮机匣与测压座材料均为GH4169，毛料分别为环锻件和热轧棒材，采用固溶+时效的标准热处理制度，机匣与测压座采用TIG焊接方法进行角焊接。由于GH4169等沉淀强化型镍基合金有相对较高的焊接热裂纹敏感性[3]，为避免焊接缺陷，一般安排零件在固溶态下焊接[4]。因此，如图7所示，为保证焊接质量和关键部位的尺寸精度，在该型号低压涡轮机匣结构设计和工艺路线安排上，要求机匣和测压座分别在固溶态下完成非关键部位尺寸的最终加工以及配合表面尺寸的粗加工、半精加工，然后将两者焊接成整体，并进行时效热处理，热处理后完成其余尺寸的最终加工。

经过分析可知，受结构和工艺限制，按照上述安排，会有以下3点不足。1）针对焊接接头裂纹处部位，机匣外、内表面分别是在焊接前加工和焊接后加工，由于中间的焊接工序会使该部位产生一定程度变形、塌陷，导致焊后加工机匣内表面时会产生局部过切，壁厚尺寸相应偏小，与其他部位有明显不同，表2故障处壁厚测量结果直接反应了该问题。2）受焊接循环热输入的影响，焊接接头易出现Nb元素偏析、Laves相析出等问题[5]，会对焊接接头强度带来不利影响。一般情况下，在焊接后需进行固溶+时效热处理，将Laves相回溶，缓解Nb元素偏析[6]，使强化相均匀、弥散析出。由于机匣为大尺寸、薄壁结构，尺寸精度要求较高，且部分尺寸焊前已完成加工，多次熱处理会使半成品零件产生较大变形，增大了后续加工难度。所以，机匣焊接后仅进行了时效热处理，以保证母材性能，而焊接接头部位焊后热处理相对不够充分，强度也会有所下降。3）由于焊缝类型和零件结构上的限制，很难对故障部位焊缝进行X光检查，仅能进行表面的渗透检查，存在焊缝内部缺陷会漏检的问题。

3.2 工作温度分析

图8为低压涡轮机匣（无测试座部位）二维温度场计算结果，最高温度为541℃（814K），低于GH4169材料长期使用温度650℃，即正常情况下机匣选材满足使用要求。而上述金相组织分析结果表明机匣同一截面不同角向的材料承受温度存在差异，机匣测压座附近部位温度要明显高于无测试座部位。

通过分析，造成机匣测试座部位温度偏高的原因与该部位燃气泄漏有直接关系。如图9所示，测压传感器沿着测压座和涡轮导向叶片的测压孔插入至发动机流道中，由于多个零件的公差累计，传感器与测压孔之间需留有一定的设计间隙以保证装配，这也为燃气泄漏提供了空间，导致流道内的燃气进入到测压座内部，造成其附近的机匣温度升高。

图10为整机试车后低压涡轮机匣外壁面示温漆测量情况，可以看出机匣同一位置不同角向的壁温存在一定差异，无测试座部位的机匣外壁温约为410℃～470℃，而测压座附近的机匣外壁温达到370℃～570℃，两者最高温度相差100℃左右。综合以上分析和测试结果，测压座部位的燃气泄露会对其附近机匣温度产生较大影响。

3.3 强度复查

图11为低压涡轮机匣（无测试座部位）二维强度计算结果，可以看出其最高工作应力为427.7 MPa，屈服强度和极限强度储备分别达到n0.2=2.0，nb=2.4，具有较高强度储备，即正常情况下满足使用要求。

4 故障机理分析

根据以上分析结果可知，低压涡轮机匣与测压座焊接接头裂纹产生的因素梳理有3点。1）故障部位外、内表面分别在焊前、焊后加工，焊接变形造成该部位实际壁厚尺寸偏薄，小于图纸要求。2）裂纹源区位于焊接接头热影响區范围内，该部位强度会有所降低，很难达到母材水平。3）测压座内存在燃气泄漏问题，造成故障部位实际使用温度偏高，超出了GH4169材料长期使用温度限制值650℃，出现晶粒内δ相呈长针状析出的现象。GH4169材料强化相包括γ"（Ni3Nb）相、γ'（Ni3（Al、Ti））相，其中，γ"相是主要强化相，为体心四方有序结构的亚稳定相，在超温使用过程中会发生γ"相向δ相转化[7]，造成材料力学性能下降。

上述因素共同作用下，使得故障处实际工作状态更加苛刻，与设计状态偏离，在热应力等载荷作用下产生了疲劳裂纹。

5 改进措施及验证情况

根据故障原因，提出以下2点改进措施。1）取消低压涡轮机匣与测试座（包括测压座）之间的焊接结构，两者采用螺栓连接结构，从而规避了焊接结构带来的一系列问题。机匣螺栓孔为沉头孔，避免螺栓头凸出机匣内壁，与其他零件产生装配干涉。机匣和测试座螺栓孔与螺栓采用小间隙配合设计，以降低公差累计，保证测试座的定位精度。2）在机匣内腔填充无碱玻璃纤维隔热层，缓解燃气泄漏对机匣温度的影响，降低其工作温度。

目前，贯彻改进措施的低压涡轮机匣已随多台发动机开展了整机试车考核验证，试车后分解检查均未见异常，说明改进措施有效。

5 结语

通过此次排故工作可知，由于燃气泄露等原因，涡轮机匣测试座部位常常会存在局部温度较高、温度梯度较大等问题，再加上常采用焊接结构，导致该部位很可能是整个机匣强度设计薄弱点。设计人员应提高该部位认识程度，采取合理的结构设计，提高零件可靠性。

参考文献

[1]傅依顺，沈毅，姜曦灼，等.某型航空发动机涡轮机匣选材论证分析[J].航空发动机，2011，37（6）：45-48.

[2]中国航空材料手册编辑委员会.中国航空材料手册：第2卷[M].北京：中国标准出版社，2001.8：329-330.

[3]伍敏，熊建坤，徐健，等.燃气轮机用镍基合金焊接技术进展[J].电焊机，2015，45（5）：59-63.

[4]孟庆森.金属焊接性基础[M].北京：化学工业出版社，2010：136-137.

[5].张冬梅，崔海超，杨尚磊，等.Inconel718激光焊接接头组织与热影响区裂纹研究[J].材料导报B：研究篇，2016，4（4）：96-99.

[6]李妨.热处理对GH4169合金焊接接头组织演化及动态变形形为的影响[D].沈阳：东北大学，2015.

[7]董建新，谢锡善.Inconel718合金长时组织稳定性及相转变探究[J].兵器材料科学与工程，1994，1（1）：9-12.