K465 低压涡轮叶片叶冠失效分析

李继宏，全琼蕊，张国军，谢 善，韩载虎，陈秋敏

（1.中国航发航空科技股份有限公司计量理化中心，四川成都 610503；2.中航迈特粉冶科技（北京）有限公司，北京 100176）

K465 合金是一种Ni-W-Co-Cr 系固溶强化型镍基高温合金，在发动机导向叶片、涡轮等具有较高耐温要求又有良好机械性能要求的零件制造方面具有重要的应用价值和前景[1]。涡轮叶片是航空发动机的关键零件之一，很多发动机报废，都与涡轮叶片失效有关[2]。

目前，对航空低压涡轮叶片磨损的失效分析主要集中在以下几个方面：汤凤的“带冠涡轮叶片的接触分析”采用计算机模拟方式来解决对叶冠接触力的影响[4]；皮骏的“燃气轮机高压涡轮叶片粒子磨损数值模拟”研究了磨损形式及机理[5]；郎达学的“带叶冠的航空发动机涡轮叶片失效分析”从设计（初始紧度）角度[3]，通过应力试验及失效模拟试验研究了带冠涡轮叶片在装配和工作状态下的接触情况。以上研究均从单一角度分析，并没有从设计、工艺、装配等多方面进行系统、全面的综合分析。

本文以航空发动机低压涡轮叶片叶冠为例，通过对其进行宏微观观察、能谱分析，得出失效机理；同时根据理化实验结果对零件装配工艺、试验过程进行复查，开展K465 材料高温力学性能试验，为避免类似故障重复发生提供重要的技术依据。

1 理化分析

图1 为低压涡轮叶片叶冠接触面损伤外观及缺陷磨损位置，从图中可以观察：该叶片在叶冠处有两处磨损，沿叶身对称分布，配对叶片叶背、叶盆配合面磨损凹凸形态基本可以啮合，异常磨损区域主要位于接触面靠近叶冠接触面凸圆位置，其中A 尺寸（如图1a）接触面磨损区域面积占比约为40%～80%（如图1b～d）。

在体式镜下观察：靠近叶背和叶盆侧叶冠缺陷表面形貌类似，缺陷区域侧面封严齿不完整，呈波浪状（如图2a）。叶背侧和叶盆侧叶冠缺陷表面，均存在不同程度的磨损，在体式镜下呈黑色和亮白色，靠近叶背和叶盆侧叶冠缺陷表面形态光滑，整个缺陷区域约在直径5mm 范围内（如图2b、c）。

图3 为扫描电镜下磨损区域表面形貌观察。较原始表面形貌相比（如图3a），叶背、叶盆侧缺陷表面形貌均存在不同程度的磨损，缺陷区域有大量挤压变形的浅坑，缺陷附近表面有刮削磨损痕迹，且呈一定方向性（如图3b、c）；放大后观察叶背、叶盆侧微观形貌均可见表面有碾压、氧化颗粒、磨粒脱落等粘着磨损花样（如图3d）。

图1 低压涡轮叶片叶冠接触面损伤外观及缺陷磨损位置

图2 缺陷位置及表面形貌

采用扫描电镜所带能谱仪对叶冠缺陷表面和正常区域进行能谱分析，结果如表1 所示。可以看出：较基体区域，缺陷表面区域含有较多的O 元素，未见其他外来元素。

图4 为叶冠叶背、叶盆侧缺陷截面高倍组织形貌。从图中可以观察到缺陷位置较正常区域，有一层灰色覆盖物，在基体和覆盖物之间均有一层较薄不连续的白亮层，2μm 左右（如图4a、b）；缺陷表面覆盖物与白亮层之间存在明显界限，表面覆盖物局部被破碎，白亮层附近高倍的γ，发生扭曲变形被拉长（如图4c），产生严重的塑性变形。叶身正常区域原始表面高倍γ，组织正常，大部分呈立方形态（如图4d）。

表1 缺陷区域与基体元素含量能谱分析 ωB/%

图3 叶冠正常表面位置与叶片叶盆、叶背侧缺陷表面形貌

图4 缺陷区域和正常区域截面高倍组织形貌

表2 为对叶背侧缺陷位置及正常区域高倍组织进行的能谱分析结果。灰色覆盖物以及基体和覆盖物之间的白亮层与基体元素相比，白亮层Ni、C、Co 元素含量降低，且存在一定含量的O 元素，结合其高倍形貌认为白亮层为合金贫化层；灰黑色覆盖物主要含有Ni、W、Co、Cr、O 元素，少量的C、Al、Ti 等元素，这与缺陷表面区域能谱分析结果基本一致，同时与基体元素相比，Cr、Co、W、Mo 元素含量减少，含有大量O 元素，分析认为灰色覆盖物为氧化层。

表2 灰色覆盖物、白亮层与基体元素含量 ωB/%

2 设计及工艺复查

叶冠A 尺寸、叶片尺寸及扭角均与图纸一致，尺寸计算配合过盈量、叶冠装配接触面积均满足设计要求；通过计算1～6 阶振动频率，实际测量比对某发动机1～3 阶振动频率，测量值与计算结果一致，在工作转速范围内不存在与转速相关的共振点。

叶片是通过叶身六点定位浇铸方箱，将叶身铸造基准转移到方箱表面作为机加基准，再通过翻转方箱实现尺寸磨削加工；检测时同样以方箱表面为基准进行尺寸测量或依靠工装设备尺寸来进行验收。加工工艺存在基准转化，最终装配基准和检测基准存在不完全一致情况，且机加完成后对叶片进行真空消应力处理，最终成品入库前对叶冠尺寸进行最终检测。

复查装配工艺过程，采用弓形夹预扭叶片，有利于装配，装配完成后，测量叶轮状态排气边间隙，符合设计要求。复查发现的新机叶轮装配状态存在叶冠间隙不均匀、端面不平整有台阶的情况，分析认为这些现象均与叶冠尺寸加工一致性差有关[6]，并且该现象在试车过程中因为叶冠振动产生相互摩擦位移而自适应协调，使叶冠接触状态趋于均匀一致，因此，叶冠磨损现象与装配工艺无关。

带冠叶片在装配时，通过对叶片进行预扭，使整圈叶片在静止时叶冠工作面保持压紧，由此产生叶冠间的初始紧度。但装配前未进行叶冠尺寸选配、确保初始紧度[7]，导致叶片长期工作过程中叶冠接触面微动磨损，部分叶片磨损量较大，产生间隙，促进叶轮整体松动。

3 试验过程排查

经过试验过程排查，某型发动机叶片实际起飞状态、额定状态时间已超过2000h 寿命的使用载荷，起飞状态的排气温度占总工作时间的69%，对应的低压涡轮叶片进口温度约890℃，同时由于地面试车温度较空中实际使用温度高80～90℃。对于高温合金来说，高温下原子扩散能力的增大，材料中空位数量的增多以及晶界滑移系的改变或增加，使得材料的高温强度与室温强度有很大的不同[8]。

图5 为K465 材料温度-抗拉强度曲线。采用型号为WDW-100 的高温拉伸试验机，选取三组K465 材料，按技术条件GB/T228.2 分别在20℃、600℃、700℃、800℃、900℃、1000℃、1050℃、1100℃不同温度下进行高温拉伸试验，从材料温度-抗拉强度曲线可以看出：三组试验中该材料在初始阶段800℃以内时强度极限随温度的升高稳定在σb=1020MPa，超过该温度后，强度性能开始急剧下降，这与大部分高温合金强度极限随温度的变化基本一致[8]。

4 讨论

根据材料磨损产生的原因和过程，主要可分为粘着磨损、微动磨损、疲劳磨损等[9]。其中粘着磨损的典型特征是材料发生转移，表面层在摩擦力作用下发生塑性变形，产生第一类胶合；当材料表面相对滑动速度高，摩擦热导致表层温度高，表面发生相变引起出现白亮层，产生第二类胶合。这与理化检测叶冠缺陷位置产生较严重的塑形，表面存在覆盖物和白亮层典型特征一致。结合缺陷表面存在浅坑、碾压、氧化、磨粒脱落等粘着磨损花样，缺陷附近表面有刮削磨损痕迹，且呈一定方向性形貌（图3、4），分析认为缺陷磨损性质为粘着磨损。

图5 K465 材料温度-抗拉强度关系图

影响叶冠产生粘着磨损的因素主要有以下三个，首先叶冠封严齿长期工作过程中接触面为干磨，叶冠与叶冠属于相同材料K465，其晶格类型、间距、电化学性质相同，金属互溶性大，容易发生粘着[9]。再者装配前未恰当选择叶冠初始紧度，装配紧度大，接触面解压应力高；装配紧度太小，接触面出现间隙，会加大叶片震动应力[10]，本文中叶冠装配紧度小，使得叶冠在外界小振幅震动作用下，粘着点剪切，粘着物脱落，剪切表面易被氧化[11]。最后在试验过程排查中发现叶片实际工作温度在950～970℃，K465 材料耐磨损性能急剧下降，促使某型发动机叶冠接触面磨损速率和程度更为严重。

5 结论

（1）某型发动机叶冠磨损是叶片间接触面干磨形成的粘着磨损。

（2）前期叶片终检未保证叶轮状态具有较好的初始紧度，导致叶片使用过程中受到震动。

（3）某型发动机叶片起飞状态长时间工作温度高，材料强度急剧下降，在震动冲击下对接触面磨损起到促进作用。