涡轮丨606所：某航空发动机高压涡轮导向叶片高温失效分析

本文通过外观检查、断口分析、材质检查、气膜孔检查和热模拟等试验工作，对某航空发动机故障高压涡轮导向叶片裂纹性质及产生机理进行分析。结果表明：故障叶片裂纹性质为疲劳，疲劳起源于气膜孔外壁的尖角区域。热障涂层涂覆后引起前缘气膜孔孔径减小，且使用过程中气膜孔受燃气氧化附着物影响导致孔口堵塞；叶片前缘局部超温导致基体组织转变，降低了基体的抗疲劳性能，促使叶片过早疲劳开裂。本文提出了适当加大气膜孔孔径，完善加工工艺要求，加强孔表面附着物清理等建议，可有效避免类似故障重复发生。

高压涡轮导向叶片是航空发动机上承受温度最高、冲击力最强的部件，位于高压涡轮工作叶片的前方，其作用是将燃烧室中的高温高压燃气进行整流加速，使气流偏转一定的角度，以最合适的角度喷射到高压涡轮转子叶片上[1]。随着发动机性能指标要求的显著提升，迫使涡轮前进口温度不断升高，为了使高导向叶片在高温高压的工作环境下能够稳定、可靠地工作，一般采用高温合金制造叶片，并在其工作过程中，采用不同的技术方式进行冷却，例如内部气流冷却、边界层冷却或表面涂覆热障涂层等。这样可以进一步满足发动机更高工作温度的需求，提高发动机工作效率[2]。

航空发动机长期高温高压的燃气冲击环境使得高导叶片容易出现热障涂层失效、变形、裂纹、烧蚀和掉块等一系列问题[3]。热障涂层的失效主要体现在高温烧结影响隔热效率、热生长氧化层产生应力引起涂层局部剥落、高温气流的冲击产生局部损伤点和外来沉积物产生局部腐蚀等[4]。涡轮进口流场的温度分布不均，涡轮导向叶片各部位散热速率和气流滞止作用的差异，会导致叶片表面出现局部温度过高的情况，叶片材料的抗高温性能会明显下降，致使叶片产生变形，甚至产生裂纹和烧蚀[5]。由于涡轮导向叶片壁面各处厚度不同，当燃气温度发生变化时，各部位热导率也就不同，叶片内便会产生交变的热应力。因此，外界温度变化越剧烈，叶片内所产生的交变热应力值也就越大，容易产生热疲劳裂纹[6-7]。

某航空发动机高导叶片在试验过程中前缘部位出现裂纹，存在故障隐患，影响该发动机的研制进程。该高导叶片为复杂的双联空心结构，采用IC10 高温合金铸造而成，工艺流程主要为：陶瓷型芯制备、蜡模制备、型壳制备、熔炼浇铸、脱芯、热处理、钎焊、表面检查、无损检查等。本研究针对故障高导叶片综合开展了宏观检查、断口分析、气膜孔形貌检查、材质分析、组织热模拟等试验和分析工作，最终确定了该故障的失效模式和机理，提出了有效的改进措施，为防止类似机理的故障再次发生，提供了参照和借鉴。

1 理化检验及结果

1.1 宏观形貌

故障导向叶片的宏观形貌见图1，叶身表面有不同程度的氧化变色现象，大部分区域呈黄褐色。叶身前缘位置存在一条裂纹，裂纹穿过三个气膜孔，扩展长度约为7.1mm。

图1 故障导向叶片的宏观形貌

Fig.1 Macro appearance of failed blade

1.2 断口分析

将故障叶片裂纹打开，采用VHX-1000型视频显微镜观察，断口宏观形貌见图2，断口表面氧化严重，起伏较大，靠近叶盆和叶背侧较高，中间呈凹坑状，裂纹穿过3个气膜孔。采用Sigma500型场发射扫描电子显微镜，分别观察气膜孔两侧断口表面。观察其微观放大形貌，有明显的疲劳条带形貌特征，表明断口性质为疲劳[8]。根据疲劳条带的弯曲方向可判断，第二个气膜孔外壁的尖角区域为主源区，呈现多源特征[9]，其他区域断口为后续扩展所形成，裂纹断口源区和扩展方向示意图见图4。

图2 故障导向叶片断口宏观形貌

Fig.2 Macro appearance of the failed blade fracture surface

图4 故障叶片裂纹断口源区和扩展方向示意图

Fig.4 Fracture source region and extension direction of the failed blade

1.3 材质分析

1.3.1 成分分析

在故障叶片基体取样进行能谱分析，结果见表1，主要合金元素含量符合标准中有关IC10高温合金的成分要求。

表1 高压涡轮导向叶片基体能谱分析结果（W%）

Tab.1 Energy spectrum analysis results of the high pressure turbine blade（W%）

1.3.2 组织分析

在故障叶片裂纹附近位置取样，经过磨制、抛光和电解腐蚀后进行组织分析。微观组织形貌如图5所示，组织中原始的γ'相全部回溶，并析出细小的二次γ'相，表明裂纹附近叶片基体超温严重。

图5 故障叶片裂纹附近位置组织微观形貌

Fig.5 Microstructure near crack of the failed blade

1.4 气膜孔检查

裂纹附近热障涂层已全部缺失，气膜孔发生明显的变形和堵塞，微观形貌见图6。采用X-MaxN型能谱分析仪对孔内附着物进行成分分析，结果见表2，主要成分为Fe，O，Si，Ca，Al等，应为燃料燃烧产物和外界沙尘混合所形成的附着物。

表2 气膜孔内附着物能谱分析结果（W%）

Tab.2 Energy spectrum analysis results of the attachments in gas film holes（W%）

图6 裂纹附近气膜孔表面微观形貌

Fig.6 Micro appearance of the surface of gas film hole near crack

对故障叶片前缘中部区域裂纹源区第二个气膜孔所在排数的孔径进行测量，见图7，设计要求孔径值为0.60mm，裂纹附近区域孔径远小于设计值，大部分孔径约为0.26mm。前缘其他区域气膜孔径略低于设计值，最小孔径约为0.49mm，在发动机工作后，该区域气膜孔孔径变化不明显，未见明显堵口现象。

图7 故障叶片前缘中部区域气膜孔孔径测量结果

Fig.7 Measurement results of film hole diameter in the middle region of failed blade front edge

1.5 热模拟试验

在与故障叶片同批次生产但未使用过的叶片上取金相试样，经过磨制、抛光和电解腐蚀，采用场发射扫描电子显微镜观察，显微组织见图8。原始组织由γ 基体、γ′相、（γ+γ′）共晶相和短棒状碳化物组成，组织中含有大量形状规则的γ′相，γ′相均匀分布于γ 相基体中；γ′相所占比例约为45.0%，平均尺寸约为800nm。

图8 IC10高温合金原始状态组织微观形貌

Fig.8 Microstructure of original state for IC10

为研究IC10 高温合金组织随工作温度升高的变化规律，设计开展了组织热模拟试验。从同批次叶片上取样，分别在950℃～13000℃之间每隔50℃取一个温度保温点，并保温5h制备热模拟试样，微观组织形貌见图9。当加热温度低于1100℃时，IC10高温合金热模拟试样的组织形貌与其原始状态组织相比未发生明显变化，γ′相体积分数相差不大，一次γ′相平均尺寸略有增加；当加热温度升高到1150℃，γ′相体积分数急剧下降，生成大量细小的二次γ′相；当加热温度升高至1200℃、1250℃时，γ′相全部回溶，生成大量细小的二次γ′相；当加热温度升高至1300℃时，γ′相全部回溶。

图9 IC10高温合金在不同温度下微观组织形貌

Fig.9 Metallographic structure evolution by thermal simulation of IC10

通过对故障叶片裂纹附近组织和热模拟试样组织对比可知，裂纹附近位置的组织同温度为1200℃和1250℃的热模拟组织相似，表明故障叶片裂纹处经历了超过IC10高温合金的使用温度上限(1100℃)[10]。

2 分析与讨论

由上述分析结果可知，故障叶片裂纹性质为疲劳，裂纹起源于气膜孔外壁的尖角区域。与叶片原始组织相比，故障叶片前缘裂纹附近区域组织中γ'相全部回溶，并析出细小的二次γ'相，表明裂纹附近区域基体存在严重的超温现象。IC10 高温合金的显微组织由γ 基体、γ'相、（γ+γ'）共晶相和碳化物组成，其许用温度范围在1100℃以下。通过热模拟试验后γ'相的形貌和体积分数变化特征图可以判断裂纹位置实际工作温度情况[11-12]。故障叶片裂纹附近位置组织同加热温度为1200℃和1250℃的热模拟组织相似，远超过IC10 高温合金的使用温度上限(1100℃)。裂纹附近热障涂层已全部缺失，气膜孔发生明显的变形和堵塞，其他位置未见明显的堵口现象。由裂纹源区所在排数的气膜孔孔径的测量结果可知，裂纹附近区域孔径远小于设计值，大部分孔径约为0.26mm。前缘其他区域气膜孔径略低于设计值，最小孔径约为0.49mm。可见，裂纹附近存在气膜孔集中偏小的区域。

复测3件未带涂层高压涡轮导向叶片的气膜孔孔径，平均孔径测量结果均符合标准要求，见图10。复测3件喷涂热障涂层后的相同状态的高压涡轮导向叶片的气膜孔孔径，气膜孔孔径存在不同程度的减小，缩孔为0.03～0.15mm，缩孔率为4%～25%。喷涂热障涂层后，热障涂层进入气膜孔内部，导致孔径减小，造成缩孔现象。气膜孔的堵塞会改变气流出口角度，影响叶片前缘温度场的冷气流量，降低前缘的气膜覆盖效果，导致叶片前缘的温度升高[13-14]。

图10 叶片气膜孔孔径测量结果

Fig.10 Measurement results of film hole diameter of blades

综合上述分析结果，高导叶片喷涂热障涂层后，前缘气膜孔呈现局部缩孔现象，导致叶片在工作状态下实际温度高于理论温度，超出基体材料IC10的承温能力。在高温燃气作用下，外来氧化附着物大量吸附在温度较高的涂层外表面，气膜孔直径会随着时间的增加持续变小，叶片前缘温度更高，涂层逐渐脱落，基体持续工作在超温状态，基体本身的抗热疲劳性能降低，逐渐形成裂纹[15-16]。

3 结论

1）故障高压涡轮导向叶片裂纹性质为疲劳，疲劳起源于气膜孔外壁的尖角区域。

2）故障叶片裂纹形成机理：热障涂层涂覆后引起前缘气膜孔孔径减小，使用过程中前缘气膜孔受燃气氧化附着物影响加速孔口堵塞，影响了前缘局部温度场的冷气流量，导致叶片局部超温严重，降低了基体本身的抗疲劳性能，促使了叶片过早疲劳开裂。

3）建议完善气膜孔设计和加工工艺要求；考虑叶片涂层缩孔率的要求，适当加大气膜孔孔径；加强对气膜孔检查和表面附着物的清理。

论文原文引用: 孙睿毓, 李艳明, 李青等. 某航空发动机高压涡轮导向叶片高温失效分析[J]. 风机技术, 2023, 65(01): 87-91.