某涡轴发动机Ⅰ级涡轮叶片叶尖涂层剥落失效分析
涡轮叶片常见故障分析与修理技术
涡轮叶片常见故障分析与修理技术【摘要】本论文主要阐述了WP-5发动机涡轮叶片的常见故障及其修理技术，并适当介绍其它发动机修理技术。
涡轮叶片是航空发动机的主要部件，它的使用环境苛刻，数量多，几何形状复杂，材料化学成分和组织状态要求严格。
因此，制造工序多，工艺复杂；在使用过程中出现的故障直接影响到发动机的使用寿命和飞行安全。
是航空发动机检查和维修的工作重点。
关键词：涡轮叶片，常见故障，修理技术，使用寿命，飞行安全Abstract: This paper mainly expounds the common fault of WP-5 turbine blades and repair technology, and appropriate to introduce other engine repair technology. Turbine blades are the main component of aviation engine, its use in harsh environment, quantity, complex geometry, material chemical composition and microstructure of strict. Therefore, manufacturing process, complex process; fault appearing in the use process directly affect the service life of the engine and flight safety. The aircraft engine is the focus of the work of inspection and repair. Key words:Turbine blade, common failure, repair technology, the service life, flight safet y目录1 XXXX.................................................................................................................... 错误！未定义书签。
典型增压器涡壳开裂失效案例分析
典型增压器涡壳开裂失效案例分析管奇贤董碧瑾杨亚宾蔺桂成(宁波吉利罗佑发动机零部件有限公司,宁波315336)摘要:涡轮增压器处在高温㊁高压和高速运转的复杂工作状态下,承受着较高的瞬态热负荷,对制造的材料㊁零部件的结构及加工技术等都有较高的要求㊂由于汽油机排气温度很高,随着不同工况的变化,涡壳通常在400~900ħ高温交变热负荷下工作[1],高温㊁快速㊁大范围的温变工况致使热应力引起的涡壳开裂成为增压器常见的失效现象㊂采用计算机辅助工程(C A E)分析计算㊁材料耐温分析㊁微观组织质量评价与台架试验边界等方法,对涡壳开裂问题进行探讨,增加在新产品开发及试制过程中处理及改善此类问题的经验,从而减少产品开发的成本,缩短开发周期,对提升发动机的可靠性及耐久性具有重要意义㊂关键词:涡轮增压器;开裂;D5S材料0前言涡轮增压技术可有效提高发动机升功率及燃油经济性,特别是有助于满足日益严格的车辆排放标准法规,从而成为了汽车技术的焦点㊂本文通过对某机型涡轮增压器涡壳开裂失效案例进行研究,对其失效机理开展分析,从而制定改进措施,并进行了效果验证㊂1涡轮增压器涡壳开裂失效现象涡轮增压器在发动机台架耐久试验过程中经常会发生涡壳开裂现象㊂在本案例中,发动机在完成400h 冷热冲击试验后,研究人员发现废气阀座附近存在贯穿裂纹,开裂情况见图1㊂研究人员通过对涡壳开裂部位断面的S E M分析,得出开裂主要原因为热应力㊂2增压器涡壳开裂失效原因分析引起汽油机涡轮增压器涡壳开裂失效的原因一般是各种因素的综合结果,但根据实际案例经验的积累,基本可分为以下4大类:(1)涡壳结构设计缺陷㊂由于安装空间和其他连接部件的限制,涡壳外形结构复杂而导致涡壳开裂[2]㊂主要表现为结构设计不合理,整体壁厚设计不均匀,局部倒角㊁圆角过小,过渡突兀等,可结合计算机辅助工程(C A E)仿真分析等手段进行分析㊂图1耐久试验后涡壳开裂(2)产品铸造㊁热处理问题㊂考量微观组织质量,主要表现为涡壳热处理不满足要求或者无热处理,无法目视的铸造缺陷(砂眼㊁气孔㊁缩松㊁缺肉等),金相组织㊁孔隙率等微观质量问题㊂(3)标定排温控制㊂涡壳在运行过程中的稳态最高排温超过了材料本身的许用限值导致开裂㊂(4)试验边界,台架悬置不合理(带来异常振动等)㊂排气系统未按照设计要求布置,未采用柔性悬挂,台架散热不佳或无散热等㊂772020 NO.6汽车与新动力All Rights Reserved.综上,本文将重点围绕这4类导致涡壳开裂的典型原因进行分析论述㊂表1 D 5S 材料力学性能表项目性能要求化学成分/%CS iM nPST iM o N iM g C rɤ2.04.0~6.00.5~1.5ɤ0.05ɤ0.01--34~36-1.5~2.5石墨球化率ȡ90%,石墨球大小为6~8级基体奥氏体,少量碳化物机械性能抗拉强度ȡ370M P a ,延伸率ȡ10%,硬度130H B ~170H B2.1 涡壳介绍涡壳的流道曲面形状和外形结构复杂,影响涡壳开裂的因素较多,诸如流道设计结构㊁流道整体壁厚㊁涡轮外壳(W /G )凸台㊁涡壳材料等㊂本文所述增压器涡壳结构与排气歧管集成,材料采用高镍铸铁材料G G G -N i S i C r 35-5-2(以下简称D 5S )㊂安全使用温度约为920ħ,实际应用瞬态工况可以允许达到950ħ,持续时间一般应小于5s㊂材料的低热膨胀系数和稳定的金相组织有着较高重要性,它决定着涡壳在使用过程中的伸长㊁收缩和弯曲变形,材料具有较高的相变温度才能获得稳定的基体组织,以减小相变引起的热裂和变形[3]㊂该材料的力学性能见表1㊂2.2 热应力分析-校核涡壳结构设计2.2.1 裂纹原因分析在试验冷热过程中,由于受到材料热胀冷缩㊁壁厚不均㊁高温蠕变㊁振动及涡壳结构等因素的影响,会形成应力集中区,随着耐久试验的推进,应力集中区会产生裂纹㊂对于涡壳铸件来说,其壁厚一般为4~5m m ㊂均匀的壁厚将有利于涡壳的良好散热,也不容易产生热应力集中的情况㊂2.2.2 分析模型图通过模拟计算,评估涡壳热应力开裂风险并给出相应改进方案,分析流程按下文所述4点开展进行[4],并根据结果进行优化㊂(1)设定边界条件(基于有限元模型)㊂涡壳温度场负荷:气体换热系数和气体温度㊁环境热对流与辐射㊁模拟中间体冷却㊂涡壳热应力负荷:温度场㊁位移约束涡壳进气法兰[5];其中气体换热系数和气体温度通过计算流体力学(C F D )计算求得㊂(2)试验工况㊂模拟计算需加入台架试验的循环工况(冷热冲击),其示意图如图2所示㊂根据试验循环工况,排温最高出现在全速全负荷时候,模拟计算涡壳前废气排温怠速425ħ,额定功率点950ħ(实测数据)进行㊂图2 试验循环工况示意图(3)温度场分布㊂根据试验工况,得出各工况点下的涡壳温度场分布,可得出高温区域范围㊂涡壳温度场分布如图3所示㊂图3 涡壳温度场分布示意塑性应变分布:得出应变分布,业内考核通常采用等效塑性应变幅值(ΔP E E Q )来评价,涡壳内外部的考核标准根据实际有所差异,一般要求外部ΔP E E Q<0.1%㊂2.3 铸件微观组织质量对开裂的影响本试验采用高镍球墨铸铁(奥氏体镍抗球墨铸铁),高镍球铁一般含镍量为13%~36%㊂镍是强力的奥氏体稳定化学元素,可扩大奥氏体的存在区间,可以使基体在室温下获得稳定奥氏体组织[6-7]㊂高镍球铁具有优异的高温组织稳定性和抗氧化能力,下文从如78汽车与新动力All Rights Reserved.下几个微观组织方面进行论述㊂2.3.1碳化物金相组织中碳化物一般以粒状或网状分布较多,粒状要优于网状㊂如果碳化物呈网状分布的话,会降低材料的塑性㊂一旦出现了裂纹,则会大幅降低其抑制裂纹扩展的能力[8]㊂同时,铸件如果未采用热处理工艺,则其碳化物分布均匀性会相对较差㊂2.3.2显微缩松(孔隙率)一般而言,显微缩松越严重,说明铸造质量越差,其机械性能也就越差㊂根据涡壳具体部位的不同,对于孔隙率的评判标准也不大相同,关键放气阀座㊁涡壳舌口等功能部位要求严格,缩松目标为不大于2%,非功能区标准应控制在5%以下㊂2.3.3球化率球化率指标有着较高重要性,详见表2标准㊂在排气系统特别是在涡轮增压器涡壳的应用上建议为2级或者更高,即球化率大于90%㊂球化率级别越高,其机械性能越好,反之越差㊂另外,对石墨的大小也有要求,一般为6~7级㊂表2各类球铁应用温度值材料牌号基体组织应用温度/ħ铁素体球铁Q T420-15铁素体,珠光体含量ɤ5%,石墨球600~650高硅球铁-铁素体,珠光体含量ɤ5%,石墨球600~750硅钼球铁H i S i M oD C I铁素体,珠光体含量ɤ5%,石墨球650~820加钒硅钼球铁-铁素体,珠光体含量ɤ5%,石墨球ɤ850高镍球铁D5S㊁D4㊁D2奥氏体基体,石墨球化级别2~3级ɤ920 2.4标定排温控制对开裂的影响根据表2可知,D5S排温最高应不超过920ħ,可允许瞬时最高排温至950ħ㊂对于大负荷工况下的汽油机排温控制而言,通常的手段是采用加浓燃油喷射㊂因此在标定策略上必须以增压器涡壳材料耐温限值来约束标定的最高排温,以本研究的高镍球墨铸铁D5S为例,最高标定稳态排温必须限制在920ħ,此时过量空气系数λʈ0.79~0.80㊂2.5试验边界条件的控制对于试验边界条件的控制(台架布置的合理性),主要是通过散热及振动来关注㊂2.5.1振动加速度㊁振幅试验人员对台架耐久发动机排气系统振动加速度及振动幅值进行测试,在所有工况下的最大振动加速度最高可达12.5G,见图4㊂相比振动加速度,其振动幅值相对较小,其幅值为0.45m m,见图5㊂图4振动加速度图5振动幅值由此可以判断,过大的振动加速度将加剧涡壳开裂失效的风险㊂在可控范围内,加速度以及振幅均是越小越好[9]㊂2.5.2散热条件台架耐久试验不同于整车道路耐久试验,其全速全负荷工况恶劣,必须在排气侧加装额外的大功率散热风扇㊂综上分析,需要对此涡壳开裂案例进行整改,以达到规避风险的目标要求㊂3锁定本案例失效的主因根据上文可知,其热应力区域与本文故障增压器792020 NO.6汽车与新动力All Rights Reserved.涡壳开裂区域相吻合,热应力是其开裂的主要原因之一,详见图6塑性应变分布㊂图6 塑性应变分布D 5S 材料的耐温上限为920ħ,此故障件耐久试验并未对排温进行严格控制,详见图7㊂最高温度情况达到了950ħ,这是导致涡壳开裂的重要原因之一㊂图7 涡壳前废气排温曲线随着,研究人员对失效故障件切片进行微观组件检测,其孔隙率㊁碳化物含量偏高,可知微观质量缺陷为开裂主因之一,详见图8㊂显微缩松显示,碳化物含量偏高,且局部成网状分布,对机械性能产生影响,抑制裂纹扩展的能力大幅下降[8],详见图9㊂在试验室台架布置中,所有紧固支架㊁支撑点㊁散热风扇均已按照设计及试验要求安装,但是根据上述图8孔隙率以及显微缩松现象图9 100倍放大条件下的碳化物分布情况振动加速度的测量,振动加速度偏高㊂鉴于试验台架无法完全与整车布置一致,且台架悬置也已经按整车要求加装橡胶垫,因此振动加速度偏大不被纳入主因㊂失效故障增压器厂家设定的振动加速度标准为小于15G ,但针对非旋转部件(涡壳㊁中间壳等)的振动限值须根据实际项目应用情况测试,结果以满足使用要求㊁无共振为导向㊂4 改进措施及效果验证研究人员在偏薄区域增加壁厚,按5m m 的厚度考量,加大根部圆角,局部增设加强筋,优化涡壳三维(3D )造型,缓解热应力,详见图10㊂研究人员考虑优化微观结构,减少孔隙率㊁显微缩松,弱化碳化物㊂图11示出了改善后的结果,其已经满足功能区不大于2%,非功能区小于5%的目标要求㊂在失效案例整改的过程中,试验人员与铸造厂家交流了铸造工艺方面的几个要点:80汽车与新动力All Rights Reserved.图10优化前后3D 模型对比图11改善后的显微缩松分布示意图(1)炉料要求干净㊁无油污,杂质含量严格控制,浇冒口要抛丸处理;(2)严格控制开浇温度;(3)增加脱氧次数,提高抗氧化性[10];台架耐久排温监测,严格控制涡轮前废气温度,温度如达到920ħ会报警,温度如达到950ħ则会自动停机㊂通过上述整改措施,在后续的400h冷热冲击耐久试验中,开裂问题得到有效解决㊂5结论本文通过对涡轮增压汽油机涡壳台架耐久后开裂(贯穿裂纹)问题进行分析,围绕结构设计㊁涡壳材料㊁材料微观组织㊁排温㊁试验边界等方面开展详细的验证工作,最终开裂问题得到有效解决,从中得到如下结论㊂(1)涡壳结构的设计必须通过有限元分析研究,优化热应力集中部位结构,缓解热应力㊂(2)涡壳微观组织必须得到监控,根据不同材料制定相应的评价标准,同一批次保留样件,供后续分析㊁对比检测使用㊂(3)排温必须在涡壳材料许用温度限制以内,如采用果不能满足,则需要更换耐温更高的材料,如采用铸钢D I N1.4837材料㊂(4)台架振动带来的影响不可避免,尽可能通过结构优化及布置方式来减缓台架振动对排气侧的影响㊂参考文献[1]王泽华,许鹤皋,蒋兴国,等.汽车增压器涡轮壳材料研究[J].内燃机,1999(1):31-35.[2]蒋德明.高等内燃机原理[M].西安:西安交通大学出版社,1993.[3]王佳华.发动机排气歧管开裂失效分析[D].上海:同济大学机械与汽车工程学院,2009.[4]李红庆.杨万里,刘国庆,等.内燃机排气歧管热应力分析[J].内燃机工程,2005,26(5):81-84.[5]谷爱国.车用涡轮增压器涡壳流场分析[D].长春:吉林大学,2007.[6]金永锡,范仲嘉.高镍奥氏体球墨铸铁涡轮增压器壳体材质及工艺研究[J].铸造,2005,54(5):494-500.[7]陈平昌,黄志刚,肖理明,等.高镍奥氏体球墨铸铁高温性能研究[J].华中理工大学学报,1995,23(1):104-108.[8]球墨铸铁金相检验[S].G B/T9441-2009.[9]刑素芳,王现荣,王超,等.发动机排气系统振动分析[J].河北工业大学学报,2005,34(5):109-111.[10]中国机械工程学会.铸造手册(第1卷铸铁)[M].北京:机械工业出版社,1997.812020 NO.6汽车与新动力All Rights Reserved.。
航空发动机涡轮叶片热障涂层应用的关键技术和问题
为多孔或柱状晶结构，这些结构会成 能良好，它会沿陶瓷层的微裂纹、孔 渗入（在表层的粘附往往有渗透的现
为腐蚀介质的快速扩散通道，加剧高 洞等逐渐渗入涂层内部，填充陶瓷层 象，可以形成致密层，阻止 CMAS 的
温合金基体的腐蚀）。粘结层的成分 中的空隙，降低陶瓷层的断裂韧性， 渗入）；二是阻止渗入后引起的氧化
面，并在高温环境下熔融、渗入涂层 内部，成为影响先进航空发动机热障 涂层寿命的关键因素 。 [23-25]
突然下降时，热障涂层内部的 CMAS 迅速凝固，降低了热障涂层的应变容 限，从而导致涂层发生剥落。对于涡
金属粘结层作为陶瓷面层和高
CMAS 是由于大气中的灰尘、砂 轮叶片热障涂层来说，CMAS 的侵入
匹配所引起的热应力；二是提高整 机循环的峰值温度（如起飞或降落）
国内外针对 CMAS 的防护进行
个热障涂层体系的抗氧化腐蚀性能 时，这些物质形成玻璃态熔融沉积 了大量的研究 [26-29]，主要有以下几
（YSZ 陶瓷面层是氧离子导体，且多 物。CMAS 熔体与涂层材料润湿性 个方面：一是阻止 CMAS 熔化后的
程玉贤 博士，现为中国航发沈阳黎明航空
发动机有限责任公司高级工程师，研究 方向为航空发动机功能涂层的工程化 应用等，先后承担多项上级课题和公司 级课题攻关，发表论文多篇，授权专利 5 项。
28 航空制造技术·2017 年第 15 期
涡轮叶片是航空发动机核心零部 件，它一直处于高温、高压、高速的燃 气腐蚀工作环境中，承受着离心力、气 动力、温度应力等循环交变载荷与动 载荷作用，服役环境非常恶劣 [1]。为 了满足涡轮叶片长寿命和高可靠性 需求，高性能航空发动机涡轮叶片表 面无一例外地施加热障涂层 [2-5]。热 障涂层一般由抗氧化腐蚀性能良好 的金属粘结底层和导热系数较低的 陶瓷面层组成，具有降低叶片表面温 度、提高叶片抗高温氧化腐蚀能力、 延长服役寿命、降低发动机油耗等优 点，是与先进高温结构材料技术、高 效冷却技术并重的涡轮叶片 3 大关 键技术之一 。 [6-8]
热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用、失效与维护
热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用、失效与维护
袁忠大;王大伟
【期刊名称】《上海涂料》
【年(卷),期】2024(62)2
【摘要】航空发动机涡轮叶片热障涂层对延长涡轮叶片的使用寿命具有至关重要的作用。
首先概述了航空发动机热障涂层的重要性,其次归纳了航空发动机涡轮叶片热障涂层的制备技术及应用特点,主要对大气等离子、电子束物理气相沉积、等离子喷涂-物理气相沉积等3种热障涂层进行了论述。
在此基础上,重点阐述了热障涂层在航空发动机涡轮叶片中的典型失效形式,包括高温氧化失效、热腐蚀失效及颗粒物冲击,对以上失效形式的失效机理进行了重点论述。
最后结合发动机状态监控及涡轮叶片孔探技术,对涡轮叶片热障涂层的常见典型失效给出了工程案例分析与建议。
【总页数】5页(P49-53)
【作者】袁忠大;王大伟
【作者单位】广州民航职业技术学院飞机维修工程学院;中国民航大学航空工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TG156
【相关文献】
1.热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用
2.热障涂层技术在航空发动机涡轮叶片上的应用
3.热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用研究
4.热障涂层在航空发动机涡轮叶片上的应用
5.航空发动机涡轮叶片热障涂层失效分析研究
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航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状
航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状【1】航空发动机涡轮叶片热障涂层研究现状【2】概述航空发动机是现代航空运输的核心组件，而涡轮叶片则是发动机中最重要的零部件之一。
涡轮叶片承受着高温高压的工作环境，需要具备优异的耐热性和耐腐蚀性能。
为了提高涡轮叶片的寿命和性能，热障涂层技术应运而生。
本文将对航空发动机涡轮叶片热障涂层的研究现状进行探讨。
【3】热障涂层的作用热障涂层技术是通过在涡轮叶片表面涂覆一层耐高温材料，形成热障层，以减少叶片表面的工作温度，提高叶片的耐热性能和抗氧化能力。
热障涂层能够有效减少涡轮叶片的热应力和热疲劳损伤，延长叶片的使用寿命，并提高发动机的工作效率和可靠性。
【4】热障涂层研究的发展历程热障涂层技术在航空领域的发展可以追溯到上世纪50年代，最初采用的是金属涂层。
然而，金属涂层存在着氧化、粘结力差等问题，限制了其应用。
随着陶瓷涂层材料的研究和发展，陶瓷涂层逐渐取代金属涂层成为主流。
目前，热障涂层的研究重点主要集中在材料性能的优化、工艺改进以及涂层与基底材料之间的耦合问题等方面。
【5】热障涂层材料的选择航空发动机涡轮叶片的热障涂层材料需要具备优异的耐高温性能、热膨胀系数匹配性和抗氧化能力。
目前常用的涂层材料主要有氧化铝、氧化锆和复合材料等。
不同的涂层材料具有各自的特点和优势，在应用中需要根据具体的工作环境和性能要求来选择合适的材料。
【6】研究热障涂层的关键技术热障涂层的研究涉及到材料制备、涂层工艺、热处理和性能评价等多个方面。
其中，材料制备的关键技术包括热喷涂和物理气相沉积等方法，涂层工艺的关键技术包括预处理、喷涂参数控制和后处理等。
涂层与基底材料之间的耦合问题也是热障涂层研究中的一个重要方向。
【7】热障涂层的性能评价热障涂层的性能评价主要包括热稳定性、热膨胀性、抗氧化性和机械性能等指标。
常用的测试方法有热循环试验、热膨胀系数测试、高温氧化试验和机械性能测试等。
通过对涂层性能的评价，可以为进一步改进和优化涂层设计提供参考和依据。
某型发动机涡轮导向器叶片失效分析及对策
某型发动机涡轮导向器叶片失效分析及对策作者：郭连平韩振超陈凌瀚袁子为唐忠彪颜超然来源：《航空维修与工程》2022年第08期摘要：某型发动机涡轮导向器叶片服役一个周期后发现叶片内腔氧化腐蚀脱落。
经故障分析，超声波壁厚测量叶片壁厚符合工艺要求，但金相分析有效的壁厚已不满足要求；X光探伤检查故障叶片与新品叶片存在明显成像差异；能谱分析叶片内腔氧含量很高，氧化层厚度大约1.4mm，合金中Ni、Al、Ti、Mo等主要元素损耗严重，氧含量高达18%；扫描电镜分析内腔氧化后的叶片γ’相粗大且筏化，局部组织退化严重。
本文针对该类故障，提出对叶片进行内腔制备涂层防护，以改善叶片服役性能，提高叶片安全可靠性。
关键词：航空发动机；涡轮导向器叶片；失效分析；对策Keywords：aero-engine；turbine vanes；failure analysis；countermeasures0 引言某型发动机涡轮导向器叶片由K417G精密铸造而成，该叶片服役一个周期后进入工厂大修分解时发现叶片表面鼓包、叶身穿透性裂纹等故障。
对叶片进行全身目视检查，发现叶片内腔存在大量氧化皮，部件氧化皮已完全脱落，局部氧化皮与叶片内腔粘连在一起，与正常服役后的叶片差别明显，且随着进厂发动机数量的增加，该类故障叶片呈数量级增加，有必要对该类故障进行失效分析并加以改进。
1 故障统计随机挑选三件寿命不同的叶片进行解剖分析，检查叶片内壁情况，如图1所示。
从图中可以看出，叶片内腔氧化严重，内腔表面氧化层厚度厚，氧化后的部位比正常部位明显高出，氧化层脱落的部位剩余基体厚度明显减薄。
2 故障分析2.1 叶片壁厚测量对内腔腐蚀的叶片进行干吹砂，去除表面热障涂层后，按工艺要求用超声波测厚仪进行壁厚测量，测量结果如表1所示。
从表1可知，虽然该叶片内腔腐蚀严重并且脱落，但壁厚仍在工艺合格范围值内，无法在叶片修理过程中采用超声波测厚法进行叶片故障判断。
2.2 叶片X光检查对故障叶片和新品叶片进行X光探伤，检查结果如图2所示。
航空发动机涡轮转子叶片的失效与教训
航空发动机涡轮转子叶片的失效与教训下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。
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某型涡轴发动机工作环损伤故障研究
某型涡轴发动机工作环损伤故障研究摘要：为解决某型涡轴发动机压气机工作环金属涂层脱落引发的喷火故障，本文对压气机工作环金属喷涂脱落进行故障探索，并对其进行理化分析，寻找故障原因，优化工艺，从而提高工作环使用可靠性。
通过模拟计算、涂层分析以及装机试车考核，验证工艺的正确性和有效性，与工程实践相吻合，为以后该型发动机工作环损伤及修复提供技术支持和保障。
关键词：涡轴发动机工作环金属涂层故障排查等离子喷涂引言金属涂层等离子涂覆工艺在航空发动机修理中的应用，可以有效地提高发动机抗腐蚀能力、提高发动机功率以及使用安全等性能，是航空发动机压气机零组件设计中的一种重要工艺。
某型涡轴发动机工作环结构简单、耐腐蚀性强，与压气机转子叶片之间的配合间隙可根据涂层厚度进行调整等优点。
若压气机工作环涂层出现剥落、掉块等现象，掉落的金属涂层随气流将打伤压气机叶片、燃气涡轮叶片和动力涡轮叶片，损坏发动机，严重时会导致发动机空中停车。
因此对其进行等离子喷涂修复技术的研究和应用，保证工作环在发动机上安全使用是一个迫切需要解决的问题。
一、工作环喷涂技术概述1.1工作环喷涂概述针对工作环涂层的特性和功能，采用了等离子喷涂的技术进行修复，在喷涂前对工作环进行目视检查不允许有裂纹、变形、碰伤等问题出现，检查零件表面应无污染。
使用喷砂机将工作环内表面（喷涂面）用白刚玉砂进行喷砂处理。
喷过砂的工作环表面应呈现均匀无金属光泽的粗糙状态，且整个表面无漏喷现象，使用工业酒精将工作环待喷涂表面擦拭干净后使用等离子喷涂设备进行喷涂。
在喷涂过程中，使用红外测温设备对涂层温度进行检测，确保整个喷涂过程涂层温度不超过150度，喷完涂层后使用游标卡尺确保涂层厚度能够满足使用要求，目视检查涂层外观均匀、无裂纹，气泡、掉块、剥落等现象发生，即可完成喷涂要求。
根据工作环与压气机转子叶片配合尺寸要求，将工作环上的涂层放入车床上进行尺寸车削，确保工作环涂层尺寸与压气机转子叶片外圆尺寸达到工艺规定的尺寸要求，并记录数据。
航天发动机涡轮叶片失效分析
航天发动机涡轮叶片失效分析航空发动机涡轮叶片失效分析涡轮叶片是航空发动机最主要的部件之一，高温1600-1800度长期工作、要承受300米/秒左右的风速、高负荷（根据作用力的大小确定）、结构复杂的典型热端机械构件，它的设计制造性能和可靠性直接关系到整台发动机的性能水平耐久性和寿命。
为了提高发动机的推重比，叶片设计时常采用比强度高的新材料；采用先进复杂的冷却结构及工艺；降低工作裕度等措施来实现。
因此，研究涡轮叶片失效分析对提高发动机工作安全及正确评估叶片的损伤形式和损伤程度有重要意义。
1.涡轮转子叶片结构特点现代航空发动机多处采用多级轴流式涡轮。
涡轮叶片具有气动力翼型型面，为了使燃气系统排出的燃气流竜在整个叶片长度上做等量得功，并保证燃气流以均匀的轴向速度进入排气系统从叶根到叶尖有一个扭角，叶尖处的扭角比叶根处要大。
涡轮转子叶片在涡轮盘上的固定方法十分重要，现代大多数燃气涡轮发动机转子都采用“枞树形”榫齿。
这种榫齿精确加工和设计，以保证所有榫齿都能按比例承受载荷。
当涡轮静止时，叶片在榫槽内有一定的切向活动量；而当涡轮转动时，离心力将叶根拉紧在盘上。
涡轮叶片材料是保证涡轮性能和可靠性的基础，涡轮叶片早期是用变形高温合金，采用锻造的方法制造。
由于发动机设计和精铸技术的发展，发动机涡轮叶片从变形合金发展为铸造合金从实心发展为空心，从多晶发展为单晶，从而大大提高了叶片的耐热性能。
由于镍基单晶超合金具有卓越的高温蠕变性能已成为制造航空发动机热端部件的重要材料。
涡轮叶片的工作条件和受力分析2.叶片的工作条件涡轮叶片时直接利用高温高速燃气做功的关键部件，温度高负荷大应力状态复杂工作环境非常恶劣。
涡轮叶片在高温燃气的工作条件下，高温氧化和燃气腐蚀则是其主要的表面损伤形式。
氧和硫是影响镍基合金高温合金氧化抗力最有害的两种元素。
氧化晶界扩散和晶界上的Cr。
Al..。
和Ti等元素发生化学反应形成氧化物，然后氧化物开裂，使疲劳裂纹萌生和扩展。
带叶冠的航空发动机涡轮叶片失效分析
2019.14科学技术创新 -1 -带叶冠的航空发动机涡轮叶片失效分析郎达学行峰涛（中国航发湖南动力机械研究所，中小型航空发动机叶轮机械湖南省重点实验室，湖南株洲412002）摘 要：为了解决带叶冠的涡轮叶片的失效问题，通过断口分析、强度计算分析了失效原因，并通过动应力试验及失效模拟试验进行了验证。
结果表明，动力涡轮叶片失效的原因是尺寸不合格、叶冠附近最大应力处应力过大。
减小叶身的渗铝层厚度，消除 了渗层微裂纹的隐患。
通过结构改进、提高制造精度等措施，有效降低了叶片的应力，符合了发动机对叶片的使用要求，可见叶片 失效的问题得到了解决。
关键词：叶片；失效；强度分析;动应力试验Abstract : B ased on the results of fracture analysis and strength analysis, the reason of the shrouded turbine blade failurehas obtained, then verified by vibration stress test and failure simulation experiment. The results show that the reasons of the shrouded turbine blade failure are unqualified size and excessive maximum stress near the shroud. By reducing the thickness ofaluminized layer, the hidden danger of micro crack in the aluminized layer is eliminated. The stress is reduced by improving thestructure and manufacturing precision, which meets the requirements for the use of the engine blades, and the failure problem of blade, is solved.Key words : Blade ; Failure ; Strength analysis ; Vibration stress test中图分类号:TH117,V23文献标识码：A文章编号:2096-4390(2019)14-0001 -03涡轮叶片是航空发动机的关键零件之一，其在工作状态下不仅要承受离心载荷和热负荷等稳态载荷作用,还要承受气动 载荷的交变载荷作用，致使涡轮叶片一直是发动机中故障率最 高的构件之一叫为了提高涡轮性能，改善叶片的振动特性，延长使用寿命目前航空发动机涡轮叶片大量采用带冠设计3»某航空发动机的动力涡轮一级转子叶片（下文简称叶片）在交付使 用前通过了多台整机全寿命考核，对其中1台发动机进行挖潜试验过程中,超过设计寿命20%后出现整圈叶片沿根部失效的 现象。
航空发动机涡轮叶片失效分析
航空发动机涡轮叶片失效分析摘要：发动机涡轮叶片在成品检验和工厂试车后检验时，发现大量叶片榫头存在聚集性点状显示。
某型发动机大修时，荧光检查发现涡轮转子叶片榫齿有裂纹，为该系列发动机修理中首次发现采用扫描电镜观察和金相分析，研究了荧光显示部位缺陷的性质及其产生的原因。
结果表明荧光显示部位存在明显的显微疏松，摔头处有清晰的磨削痕迹，局部有微裂纹。
显微疏松在磨削应力作用下局部撕裂，磨削痕迹使显微疏松连接成片，从而导致聚集性荧光显示。
关键词：涡轮叶片；裂纹；失效涡轮发动机叶片作为航空发动机中最重要的关键部件之一，在很大程度上决定了发动机性能。
在高速运转的状态下，涡轮叶片需要同时承受着离心力、热应力、振动应力以及气动应力等各种复杂交变载荷，而且随着工作温度和载荷循环次数的变化，受力状态较为复杂，在高温下工作的涡轮叶片极有可能出现蠕变损伤和疲劳损伤，在工作中出现失效的概率较高。
目前，高温合金已被广泛地应用在制造航空发动机的热端部件上。
随着发动机性能的不断提高，对高温合金力学性能和承温能力的要求也越来越严格。
为了更好地适应需求，镍基高温合金经历了等轴晶、定向凝固柱状晶和单晶的发展历程。
柱状晶合金由于消除了与应力轴垂直的横向晶界，使其具有优异的高温力学性能，同时柱状晶叶片的制造成本一般小于单晶合金，因此大量三代、四代航空发动机选用定向柱晶涡轮叶片。
涡轮叶片主要采用熔模铸造成形，叶片榫齿作为叶片与涡轮盘的关键装配部位，其尺寸精度要求较高，需要对叶片榫齿部位进行磨削加工。
铸造高温合金多用于一些关键的高温承力部件，如叶片、盘等。
铸造镍基高温合金合金化元素高，加之叶片形状和结构的复杂性，夹杂是铸造高温合金中常见的一类冶金缺陷。
夹杂等内部冶金缺陷的存在，不仅会破坏基体连续性，而且会使零件性能出现很大的差异，尤其是一些超标的夹杂缺陷的存在，容易在缺陷处产生应力集中，导致裂纹萌生，最终有可能引发疲劳断裂。
尤其对于航空航天领域的叶片、盘一类的转动部件，一旦发生断裂，将造成灾难性的后果。
涡轴发动机燃气涡轮叶片热腐蚀机理分析与改进
装备环境工程第20卷第12期·26·EQUIPMENT ENVIRONMENTAL ENGINEERING2023年12月涡轴发动机燃气涡轮叶片热腐蚀机理分析与改进叶飞，况侨，李军，滕官宏伟（陆装驻株洲地区航空军代室，湖南 株洲 412000）摘要：目的提高航空发动机燃气涡轮工作叶片的结构完整性、安全性和可靠性。
方法以某型涡轴发动机燃气涡轮转子叶片热腐蚀案例为研究对象，详细阐述热腐蚀下燃气涡轮转子叶片的结构破坏形式，分析发生热腐蚀部位的分布规律。
通过冶金分析方法，研究燃气涡轮转子叶片的热腐蚀-疲劳失效形式。
结果燃气涡轮叶片高摩擦系数的区域在高温燃气的冲刷效应以及热盐腐蚀的作用下，发生表面涂层腐蚀剥落。
涂层腐蚀剥落部分的叶片合金基体受到高温燃气的氧化与侵蚀后，形成了热腐蚀坑。
腐蚀坑表面的凹凸处出现应力集中，并萌生裂纹，最终引起叶片疲劳断裂。
结论探究了典型腐蚀性物质对燃气涡轮转子叶片的耐高温涂层与镍基合金基体侵蚀与氧化的化学本质，最后针对燃气涡轮转子叶片热腐蚀问题提出了改进建议，可对防范航空涡轴发动机热腐蚀问题提供有益参考。
关键词：涡轴发动机；涡轮叶片；热腐蚀；疲劳失效；机理分析；改进建议中图分类号：TG171 文献标识码：A 文章编号：1672-9242(2023)12-0026-09DOI：10.7643/ issn.1672-9242.2023.12.004Hot Corrosion Analysis and Improvement of Gas Turbine RotorBlades of Turboshaft EnginesYE Fei, KUANG Qiao, LI Jun, TENG Guan-hong-wei(Zhuzhou Regional Aviation Military Office, Hunan Zhuzhou 412000, China)ABSTRACT: In order to improve the structural integrity, safety, and reliability of the working blades of aviation engine gas turbines. This paper studied the hot corrosion-fatigue failure mechanisms of gas turbine rotor blades, including the structural failure mode, the distribution law of corrosion pits, as well as the erosion and oxidation mechanisms of thermal barrier coating and blade superalloy. The results showed that the surface coating corrosion spalling occurred in the high friction coefficient area of the gas turbine blade under the action of high temperature gas scour effect and hot salt corrosion. The corrosion pit was formed after the blade alloy substrate of the spalling part of the coating was oxidized and eroded by high temperature gas. The protrusions or depressions on the surface of corrosion pits caused stress concentration, which accelerated the initiation of fatigue cracks and finally lead to fatigue fracture of blades. The chemical nature of corrosion and oxidation of high temperature resistant coating and nickel-based alloy matrix on gas turbine rotor blades caused by typical corrosive substances is investigated. Finally, suggestions for improving the thermal corrosion of gas turbine rotor blades are put forward, which can provide useful reference收稿日期：2023-10-23；修订日期：2023-11-17Received：2023-10-23；Revised：2023-11-17引文格式：叶飞, 况侨, 李军, 等. 涡轴发动机燃气涡轮叶片热腐蚀机理分析与改进[J]. 装备环境工程, 2023, 20(12): 26-34.YE Fei, KUANG Qiao, LI Jun, et al. Hot Corrosion Analysis and Improvement of Gas Turbine Rotor Blades of Turboshaft Engines[J]. Equipment Environmental Engineering, 2023, 20(12): 26-34.第20卷 第12期 叶飞，等：涡轴发动机燃气涡轮叶片热腐蚀机理分析与改进 ·27·for preventing the thermal corrosion of aviation turboshaft engines.KEY WORDS: turboshaft engine; turbine blade; hot corrosion; fatigue failure; mechanism analysis; improvement measures航空发动机主要热端部件燃气涡轮的工作叶片不仅要承受高速旋转时的离心力、气动力、振动负荷，还可能因燃烧室出口温度场不均匀而出现热应力、热变形、热腐蚀等特殊问题[1-2]。
航空发动机涡轮叶片的故障分析
涡轮叶片的故障分析【摘要】本论文主要阐述了涡轮叶片的故障分析。
首先介绍了涡轮叶片的一些基本知识；其次对涡轮叶片的故障与故障模式作了说明；最后列举了一些例子（WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障、涡轮工作叶片裂纹故障）对叶片的故障作了具体分析。
关键词：涡轮叶片概述涡轮叶片故障及其故障模式故障现象故障原因排除方法Abstract: The caption mainly describes the failure analysis of turbine blades. Introduces some basic knowledge of turbine blades; followed the failure of the turbine blade failure modes are described with; Finally some examples (WJ5 engine and break failure Turbine Blades, Turbine Blades crack fault) on the leaves of the fault made a specific analysis.Key words: O verview of the turbine blades、turbine blades failure and failure mode、failure phenomenon、failure reason、excluded methods.目录1 涡轮叶片及其故障模式 (3)1.1涡轮叶片的概述 (3)1.1.1涡轮的工作叶片 (3)1.1.2导向叶片 (3)1.2涡轮叶片的故障模式 (3)1.2.1涡轮叶片常见故障 (4)2 WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障 (5)2.1故障现象 (5)2.2故障原因分析 (5)2.2.1发动机分解检查 (5)2.2.2理化分析 (6)2.2.3台架动应力测试 (7)2.2.4结构应力计算分析 (7)2.3故障分析结论 (8)2.4质量改进措施与效果 (8)3涡轮工作叶片裂纹故障 (10)3.1故障现象 (10)3.2故障原因分析 (10)3.2.1叶片叶尖裂纹状态 (11)3.2.2裂纹形成及发展特征 (13)3.3故障分析结论 (15)3.4叶片纵向裂纹故障的修理方法 (16)3.5排故措施与效果 (21)结束语 (22)谢辞 (23)文献 (24)1.1涡轮叶片的概述通常将转动叶片称为转子叶片或工作叶片，将静子叶片称为导向叶片。
Ⅰ级涡轮叶片线性缺陷分析
失效分析与预防
April，2019 Vol.14，No.2
I 级涡轮叶片线性缺陷分析
申静芳 ， 罗贵亮 ， 武国栋 ， 熊 勇 ， 陈昌达 ， 汤 浩 ， 程法嵩
（中国航发贵州黎阳航空动力有限公司，贵阳 550014）
[ 摘 要 ] 发动机在工厂试车考核后分解检查时，发现其中一件 I 级涡轮叶片表面有线性荧光显示。通过金相、扫描电镜等手段，对失效 叶片进行断口形貌观察、组织及成分分析，并与同种材料金相光面、冲击断面的表面氧化形貌进行对比，确定线性缺陷的性质及产生原 因。结果表明：线性缺陷是由富含 Ti、Mo 碳化物的膜状缺陷导致的开裂，起因是在浇铸过程中合金液表面发生翻动或飞溅挂壁时形成氧 化物薄膜，在后续时效过程中沿氧化物薄膜析出该膜状碳化物；膜状缺陷开裂后经过长时间高温氧化，在开裂面形成由 Ni、Co 的氧化物 为主的外氧化层和由 Cr、Al、Ti 的氧化物为主的内氧化层组成的双层复合氧化膜。在生产过程中，可采用过滤网、提高真空度、保持平 稳浇注来避免此类缺陷的产生。 [ 关键词 ]I 级涡轮叶片； 线性缺陷； 失效分析； 氧化膜； 碳化物 [ 中图分类号 ] TG174；V232.4 [ 文献标志码 ] A doi：10.3969/j.issn.1673-6214.2019.02.009 [ 文章编号 ] 1673-6214(2019)02-0115-04Fra bibliotek0 引言
涡轮叶片是航空发动机的核心部件之一，它 长期在高温、高压等恶劣环境中工作[1-2]。高温涡 轮叶片的选材一般为镍基高温合金，其拥有较高 的高温强度、抗氧化和抗腐蚀性能、良好的组织 稳定性和使用可靠性[3-4]。高温合金铸件易出现浇
不足、缩孔、裂纹及偏析缺陷，导致成品合格率低[5-7]。 发动机经 370.5 h 试车后进行荧光检查时，发
某型涡轴发动机动力涡轮一级叶片腐蚀特征分析
某型涡轴发动机动力涡轮一级叶片腐蚀特征分析作者：骆正军吴业琼来源：《航空维修与工程》2020年第12期摘要：某型涡轴发动机动力涡轮一级叶片为带锯齿冠、表面渗铝的实心叶片，服役后常见该叶片叶身表面有腐蚀现象。
本文对该腐蚀特征进行了微观检查和能谱检测，分析了叶片腐蚀的机理，提出修理措施和建议。
关键词：涡轴发动机；涡轮叶片；腐蚀特征；分析Keywords：vortex axis engine；turbine blade；corrosion characteristics；analysis1 故障模式某涡轴发动机动力涡轮一级叶片基体材料为镍基等轴高温合金，表面渗铝层厚度为60～75μm，叶冠带有锯齿形啮合面。
叶片经常规清洗和喷湿玻璃珠特殊清洗后，目视检查发现叶身与缘板交接区域以及缘板流道表面部分区域存在腐蚀情况，如图1所示。
放大检查腐蚀区域，发现有规则的密集颗粒性突出物，少数呈凹坑状，如图2所示。
2 微观与能谱分析在扫描电镜下观察，可见凸出物多数呈圆球状，少数呈环坑状。
如图3所示。
对坑状和圆球部位进行能谱分析，发现O元素和Al元素含量较高，远大于基体中Al元素含量，同时未见燃油燃烧后P、S等元素附着。
坑状部位的能谱检查如图4所示。
球状部位的能谱检查如图5所示。
叶片表面球状位置截面形貌如图6所示。
能谱分析结果（图7和表1）表明，涂层外层已完全氧化，氧化膜在与涂层内层界面处裂开，呈表面凸起形貌。
3 機理分析突出物和凹坑主要位于叶片进气边靠叶背侧，进气边与缘板转接R区域以及缘板燃气流道表面。
这些部位长期受燃气流冲刷（叶背面气流速度更快，冲刷力更强），表面易发生氧化腐蚀，叶片表面渗铝层会形成致密氧化膜，保护叶片表面不受燃气腐蚀作用。
服役过程中若叶片渗铝层表面附着外来物或存在缺陷，会优先在这些地方发生局部氧化腐蚀，随着叶片服役时间的增加，氧化腐蚀层不断增厚。
氧化腐蚀层较渗铝层硬、热膨胀系数小，达到一定厚度后，将从氧化腐蚀层与渗铝层界面处开裂，在宏观上呈凸起形貌，达到一定程度后氧化腐蚀层将破裂。
构建数学模型解决航空发动机涡轮叶片的失效问题
构建数学模型解决航空发动机涡轮叶片的失效问题一、引言随着航空工业的日益发展，航空发动机已成为载体的核心部件。
其中涡轮叶片作为航空发动机的重要组成部分，其贡献了巨大的功效。
然而，由于长时间的高温、高压气流和压力交替作用下，一些涡轮叶片会在使用过程中发生失效甚至断裂的情况，给飞机的安全带来了隐患。
面对这一难题，航空工程师和数学专家合作，通过建立数学模型来有效预测和解决这一问题，具有重要的实践意义和科学价值。
二、叶片失效的原因1. 疲劳和裂纹涡轮叶片的使用过程中，由于气流的不断影响，叶片内部存在相当大的应力和变形。
长时间使用会导致叶片内部的裂纹加速形成或扩展，最终导致失效。
2. 热腐蚀当涡轮叶片处于高温环境下时，其表面会以不同的形式产生腐蚀作用，受腐蚀及氧化的情况下，会导致叶片强度、韧性和韧度下降，从而导致失效。
三、建立数学模型针对叶片失效原因的不同，需要建立不同的数学模型。
本篇文章将以叶片疲劳和裂纹为例，讨论如何建立数学模型来解决问题。
1. 叶片的应力计算叶片的应力主要受叶片结构、气流速度、温度、材料等因素的影响。
根据这些影响因素和涡轮叶片的物理特性，可以建立出涡轮叶片的应力计算模型，通过计算模型得出涡轮叶片的最大应力。
2. 生命周期评估模型在涡轮叶片的使用过程中，涡轮叶片存在着固有的使用寿命。
我们需要建立一个生命周期评估模型，通过模型对涡轮叶片的使用寿命进行评估，判断叶片使用是否合格。
并且通过评估结果，不断改进涡轮叶片的材料和结构，提高叶片的使用寿命。
3. 强度验算模型针对叶片裂纹和疲劳失效的问题，可以建立强度验算模型。
模型将按照叶片的形态、材料和应力等因素，对叶片内部的裂纹进行评估，最终得出这些裂纹对叶片强度的影响。
四、数学模型应用建立数学模型的目的是为了有效预测叶片的失效情况，并且提出相应的改善方案。
准确的模型结果对于改善涡轮叶片的设计以及提高涡轮叶片的使用效率和可靠性具有非常重要的意义。
1. 叶片设计优化可以通过分析建立的数学模型，改进涡轮叶片的设计，使其更加坚固、抗拉强度更高，以减少叶片发生失效的风险。
航空发动机涡轮转子叶片失效原因分析
航空发动机涡轮转子叶片失效原因分析航空发动机是现代航空工业的核心技术之一，其性能的提升和可靠性的保障对于飞行安全和航空运输运营的重要性自然不言而喻。
当前，随着航空工业和科技的不断发展，航空发动机的技术含量日益增加，其恶劣工作环境和高要求的性能指标也让其面临着更加复杂和严峻的挑战。
航空发动机涡轮转子叶片作为发动机的核心组成部件，其失效原因的分析和研究一直是航空工程技术的热门话题。
本文将从航空发动机的结构和工作原理入手，探究航空发动机涡轮转子叶片失效的原因，并查阅相关文献和实验数据，深入探讨其解决方案和工程实践的应用情况。
一、航空发动机涡轮转子叶片的结构和工作原理航空发动机的涡轮转子是由多片叶片组成的，每片叶片的形状和尺寸都是高度精密设计和制造的。
叶片的主要功能是将高温高压气体能转化为高速旋转的机械能，驱动着气轮机、压气机和其他发动机组件的运转。
叶片的形状、材料和数量等参数都对其性能和失效风险产生着直接的影响。
在工作过程中，叶片不断受到气体的高温高压冲击和旋转惯性力的影响，其表面和内部的应力分布和温度场变化相当复杂，容易发生弹性、塑性、蠕变和损伤等失效模式。
降低叶片失效和延长使用寿命是航空发动机设计和维护的重要任务，需要对其失效机理进行深入的分析和探讨。
二、航空发动机涡轮转子叶片失效原因分析在航空工程实践中，航空发动机涡轮转子叶片的失效模式主要包括疲劳断裂、高温蠕变、氧化和腐蚀等。
这些失效模式的共同点是对叶片材料和结构造成了不同形式的损伤和变形，导致了其性能和寿命的降低。
1. 疲劳断裂疲劳断裂是叶片失效的常见模式，主要由于叶片在高速旋转和高温高压的气流作用下，不断受到往复应力的影响，导致材料的微小裂纹和变形，最终致使叶片断裂。
疲劳断裂的特点是无法预测和发现裂纹的位置和大小，需要在实验室和现场进行非破坏性检测和监测。
航空工程技术的发展和实践中，通过改进叶片材料、加强制造工艺和提高质量管理水平，疲劳断裂的风险得到了一定程度的缓解，但仍需进一步加强研究和监测。
某机涡轮叶片热障涂层表面裂纹检测方法的改进
某机涡轮叶片热障涂层表面裂纹检测方法的改进徐亚亚;刘兴勇【摘要】某机涡轮叶片热障涂层在进行常规荧光渗透检测过程中,存在荧光背景过重及检测后涂层表面呈现黄绿色,而使得该检测方法具有一定的局限性,并引起了客户抱怨.采用过滤微粒渗透检测方法对该叶片涂层进行检测,将常规渗透检测方法和过滤性微粒渗透检测方法的检测结果进行对比分析,从而验证该方法的实用性,并最终在叶片热障涂层的检测中得以实施.【期刊名称】《无损检测》【年(卷),期】2019(041)006【总页数】3页(P71-73)【关键词】热障涂层;过滤性微粒检测;对比度;过度荧光背景【作者】徐亚亚;刘兴勇【作者单位】中国航发西安航空发动机有限公司无损检测中心,西安710021;中国航发西安航空发动机有限公司无损检测中心,西安710021【正文语种】中文【中图分类】V232.4;TG115.28飞机发动机涡轮叶片通常在高温环境下工作，故要求叶片能耐高温，热障涂层是附着在叶片基体表面的特殊陶瓷涂层，可避免高温对叶片基体的热腐蚀，降低叶片对耐高温的要求，从而提高涡轮叶片的使用寿命[1-2]。
然而，热障涂层会因各种原因从叶片表面脱落，使得叶片局部保护缺失，而威胁飞行安全，因此对涡轮叶片涂层进行表面缺陷检测进而预防热障涂层脱落是当前无损检测较为前沿的课题。
而表面裂纹或脱黏是引起涂层剥落失效的主要原因，因此在涡轮叶片的制造阶段，对叶片热障涂层表面裂纹和界面脱黏的无损检测具有重大意义。
荧光渗透检测(Fluorescent Penetrant Inspection，FPI)[3-4]是一种常用于发动机叶片缺陷检测的重要方法，然而传统渗透检测适用于非松孔性材料，而对于部分松孔性材料，传统的FPI方法检测热障涂层时存在以下问题[5-6]：因显示背景过重导致漏检率高；检测完毕后渗透液有残留，导致拒收率高。
为了解决以上问题，需寻求有效的涂层缺陷识别方法。
笔者采用过滤性微粒渗透检测方法对该叶片涂层进行检测，经试验测试，相对于传统检测方法,其检出率较高。
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2006年 12 月 16日
柴志刚 ( 1963 年 - ) , 男 , 博士 , 教授 , 主要从事航空材料分析、 表征及失效分析工作。
20
失效分析与预防
第 2卷
2 材质分析
对叶片基体材料进行能谱分析, 结果表明叶 片成分符合 DZ22 合金化学成分的要求 ; 对涂层 进行能谱分析, 结果表明涂层底层为 N iC r A lY 材 料 , 面层主要为 Z r O 2 及 YO2 混合材料 , 成分均符 合设计要求。
[ 收稿日期 ] [ 作者简介 ] 2006年 11 月 8日 [ 修订日期 ]
叶片。由于 DZ22 合金 中 C r 和 A l含量较低 ( C r 为 9w % t , A l为 5w % t ), 且含有较高的 W 元素, 因 此 DZ22 合金的抗高温氧化和耐高温腐蚀性能较 差。解决这一问题的主要技术措施是在合金表面 涂覆抗高温氧化和耐高温腐蚀的涂层 。 N iC rA l Y 涂层是一种以镍为基的合金包覆涂 层 , 具有抗高温氧化和耐高温腐蚀性能好 , 涂层基 体稳定性好等优点, 是一种比较适合于 DZ22 合 [ 3] 金的抗氧化、 抗高温腐蚀涂层 。一般的涡轮叶 片热障涂 层都是两层结构。面层是隔热 陶瓷涂 层 , 采用陶瓷面层处理 , 能够进一步提高叶片的抗 高温能力; 内层为粘结层, 可以改善陶瓷层与金属 基体的粘接性能 , 同时也具有抗氧化功能 , 保护基 体免受高温氧化侵害 。故障叶片就是采用这 种方式进行的表面涂层处理。
图 4 1 #叶片叶尖叶盆侧涂层剥落残留形貌 Fig. 4 C oating peels on th e b as inal of N o . 1 turbo-b lade
时还发现晶内第二相与基体 之间的相界处 相 粗化明显 (图 15) , 表明该处由于超侧涂层形貌 Fig. 7 C oating p eek at the top of N o. 1 turbo-b lade trailing edge
如图 2 所示 , 图中可见叶背侧还残留涂层 , 叶盆侧 涂层完全剥落 , 并连带少量叶盆侧涂层。进一步 放大观 察发现 残留 叶尖上 的涂层 边缘粗 糙 ( 图 3) 。叶盆侧涂层剥落断口整齐, 涂层与基体之间 明显分离, 靠近进气边侧较粗糙 ( 图 4)。整齐断 口主要为解理断口和沿晶断口组成 ( 图 5); 粗糙 断口主要为熔化断口和热冲击剥落断口 ( 图 6); 其中熔化部分主要发生在涂层与基体之间的粘接 层上, 说明涂层剥落形式在粗糙断口与整齐断口 处明显不同。在该叶片叶尖排气边侧观察发现涂 层表面粗糙 ( 图 7); 虽然涂层没有剥落, 但叶背侧 存在明显热冲击引起的剥落坑 ( 图 8) 。显然, 剥 落坑的进一步发展扩大 也将会引起涂层 块状剥 落。
3 宏观检查
送检的Ⅰ级涡轮叶片为 15 片, 叶片形貌如图 1 所示, 可见叶尖涂层有明显的剥落痕迹。体视 显微镜下观察发现叶尖进气边涂层剥落叶片 14 片 , 叶尖涂层剥落的最大宽度 ( 起始于叶 片进气 边 , 沿叶片宽度方向 ) 约为 7mm, 最大长度 ( 沿叶 片高度方向 ) 约为 4mm; 14 片叶片中有 2 片叶片 同时有叶尖排气边涂层剥落, 涂层剥落的最大宽 度 ( 起 始 于叶 片 排 气 边 , 沿 叶 片 宽 度方 向 ) 为 6mm, 最大长度 ( 沿叶片高度方向 ) 约为 1mm; 此 外 , 1 片叶尖涂层未发现剥落。宏观检查未发现 叶尖存在明显的摩擦及其它机械损伤痕迹。 在靠近进气边侧采用游标卡尺测量涂层未剥 落叶片的高度 ( 叶尖至榫头 ) 为 25 . 4mm, 对其他 14 片叶片在相同位置测量高度, 其中 4 片为 25 . 4mm, 1片 为 25 . 44mm, 1 片为 25 . 48mm, 8 片为 25. 5mm, 均符合设计要求。
图 5 涂层断口的解理和沿晶形貌 Fig. 5 C leavage and intergranu larm orphology of coat ing peels fractu re surface
图 8 烧蚀坑形貌 F ig. 8 H igh m agn ificat ion of ab lat ion p it
第 1期
柴志刚 : 某涡轴发动机 I级涡轮叶片叶尖涂层剥落失效分析
21
5mm 的剥落 , 排气边侧叶尖涂层有 0 . 5mm 剥落。 叶尖横断面金相形貌见图 12 中右侧图象 , 可见进 气边侧叶盆及叶背涂层与基体已经分离; 叶身二 分之一处横断面金相形貌见图 12 左侧图象, 可以 看出涂层与基体结合良好, 且该部分涂层与基体 的组织结构完整。在叶身二分之一处金相试样上 观察 相, 结果表明该处金相组织正常, 相细小 呈方形 ( 图 13) 。叶 尖处 的 相 已 经粗 化 ( 图 14) , 且发现图示中间部位的 、 共晶相重熔; 同
F ig. 9 图 9 6 #叶片排气边侧叶尖涂层剥落形貌 Coat ing peels at the top of N o. 6 turbo-b lade trailing edge
22
失效分析与预防
第 2卷
图 10
6 #叶片叶尖进气边侧涂层剥落 、 鼓起形貌
Fig. 10 Coating peels at the top of No. 6 tur bo-b lade lead ing edge 图 13 31#叶片叶身 1 / 2处基体组织形貌 Fig. 13 M icrostru cture of the half cross -sect ion of N o. 31 turbo -blade
1 引言
某涡轴发动机在大修分解检查时涡轮叶片未 发现损伤。大修后因功率和 T3 温度不合格先后 经过 5 次试车, 出厂后发动机一直未使用 , 4 年后 再次返厂检修, 分解后发现Ⅰ级涡轮叶片叶尖涂 层局部剥落。该发动 机总使用时间 1000h , 为第 一次大修。涡轮叶片制造材料为 DZ22B 镍基定 向高温合金, 叶片表面 采用真空电弧 镀 N iC rA l Y 粘接层 , 等离子喷涂 Z r O2 陶瓷面层处理。 DZ22 合金是我国目前性能较高的定向凝固 铸造高温合金, 具有较好的高温持久性能和优异 的抗热疲劳性能 , 主要用于制作 1000 以下工作 的燃气涡轮转子叶片和 1050 以下工作的导向
Failure Analysis for Coating Peels of 1st Turbo-b lade
in a Turbo -shaft -engine CHA I Zhi gang
(B eijing A eronau tical T echnology R esearch Center , B eij ing 100076, China ) Abstrac t : In th is paper , fa ilure causation of the coating pee ls on the first turbo -b lades in a turbo - sha ft -eng ine w as ana lyzed. T he resu lts show that the coating pee ls surface were presented by m elting ab la tion and short interruption pattern through the m acro scop ic and m icrocosm ic fracture surface investigation. A nd the coating pee ls due to ab lation. The peel is that the T 3 temperature o f the eng ine w as overhea ted dur ing the overhaul pro cess . K ey word s : turbo -b lades ; coa ting ; overheat phase we re coarsen ing at the top o f turbo -blade that ind icates the b lades we re in excess temperature during w ork ing ti me . T he m a jo r factor led to the coa ting
4 微观分析检查
选择典型的叶尖涂层剥落的叶片在扫描电子显微 镜下观察。 1 #叶片叶尖进气边侧涂层的剥落形貌
6 # 叶片叶尖排气边侧涂层块状剥落且涂层剥 落范围较大 ( 图 9) 。图 10 为该叶片叶尖进气边 侧涂层块状剥落形貌 , 可见涂层未剥落部分已经 鼓起。进一步放大观察发现涂层未剥落部分已经 有裂纹产生 ( 图 11)。若叶片继续使用, 则因热冲 击的作用将会引起涂层沿裂纹发生块状剥落。
呈烧蚀熔化形貌和瞬断形貌 , 表明涂层剥落主要由烧蚀引起 ; 金相检查发现叶尖处基体 [ 关键词 ] 涡轮叶片 ; 涂层 ; 超温 V 261 . 95+ 3 [ 文献标识码 ] A [ 文章编号 ]
温现象。综合分析认为 , 发动机在大修试车过程中 T3 温度超温是导致该叶片叶尖涂层剥落的根本原因。 [ 中图分类号 ] 1673 - 6214( 2007) 01-0019 -05
图 6 涂层断口热冲击 、 熔化形貌 F ig. 6 H eat com pact ing and m elt ing m orph ology of coat ing peels fractu re surface
5 金相检查
分别在 31#叶片叶尖及叶身二分之一处横向 磨制金 相 试 样。 该 叶片 叶 尖 进 气 边 侧 涂 层 有
图 12 31 #叶片横截面金相形貌 ( 左侧为叶身 1 / 2处横截面 , 右侧为叶尖横截面 ) F ig. 12 Low m agnif icat ion m etal lograph ic of N o. 31 tu rbo -blade ( Left graph is th e h alf cross -sect ion and right graph is the tip cross -sect ion of turbo-b lade)