航空发动机涡轮叶片的故障分析.doc

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1、如有侵权，请联系网站删除，仅供学习与交流航空发动机涡轮叶片的故障分析【精品文档】第 18 页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 som

2、e 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 faultmade a specific analysis.Key words: Overview of the turbine blade

3、s、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31.1涡轮叶片的概述31.1.1涡轮的工作叶片31.1.2导向叶片31.2涡轮叶片的故障模式31.2.1涡轮叶片常见故障42 WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障52.1故障现象52.2故障原因分析52.2.1发动机分解检查52.2.2理化分析62.2.3台架动应力测试72.2.4结构应力计算分析72.3故障分析结论82.4质量改进措施与效果83涡轮工作叶片裂纹故障103.

4、1故障现象103.2故障原因分析103.2.1叶片叶尖裂纹状态113.2.2裂纹形成及发展特征133.3故障分析结论153.4叶片纵向裂纹故障的修理方法163.5排故措施与效果21结束语22谢 辞23文 献241 涡轮叶片及其故障模式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。导向叶片在前工作叶片在后 ，燃烧室中产生的高温高压燃气经过导向器叶片时会被整流并通过在收敛管道中将部分压力能转化为动能而加速,最后被赋予一定的角度更有效地冲击下一排工作叶片。1.1.1涡轮的工作叶片工作叶片一般由叶身和榫头两部分组成。(1)工作叶片的叶身由于涡轮级中转换能量大，即气流

5、速度高，折转较大，从而气动力大，所以涡轮叶片叶型剖面弯曲度大，叶身较厚，并且沿叶高的截面变化也较明显。在叶尖部分（包括叶身上部与顶端）通常有一些特殊结构，比如叶片叶尖有“切角”来达到修频目的，叶顶戴冠起到减振提高效率的作用等。(2)榫头工作叶片在现代航空燃气涡轮中广泛采用枞树形榫头。涡轮叶片榫头持续处于高负荷、高温的工作环境中，材料的机械性能大大地降低，因此在设计涡轮叶片榫头的联结时,不仅要保证叶片在轮盘上的固定具有适宜的刚性而避免在发动机常用转速范围内出现危险共振。榫头的形式和尺寸要避免存在过大的应力集中,榫头应便于安装,以保证叶片的修理和更换而且要特别注意允许榫头联结处受热后能自由膨胀，以

6、减少热应力和榫头传热性要好，使叶片上的热量容易散走。叶片榫头是一种多齿形结构，各隼齿间刚性的相对分布、材料的物理性能以及制造误差等都对各齿载荷的均匀性产生重要影响，一般齿数不宜过多。1.1.2导向叶片涡轮导向叶片是涡轮部件中温度最高和承受热冲击最厉害的零件，型面简单,数量多。在铸造的分机匣内,由于机匣壁较厚,整流叶片可用各种形式的榫头直接固定在机匣内壁机械加工成的特形环槽内。它与机匣的联接要保证可靠传力、定位和足够刚性，整流叶片与内环的联接要保证良好定位，密封和热补偿。 1.2涡轮叶片的故障模式1.2.1涡轮叶片常见故障叶片的故障和故障模式随不同的工作环境有所不同，常见的故障有：裂纹断裂，强度

7、不足和高低疲劳损伤，其中疲劳损伤较多。(1)强度不足及其故障模式叶片的强度不足故障是指工作时叶片某一断面或部位的应力超过材料的断裂应力而导致损伤。这种故障多数是因叶片设计时裕度不足，受瞬态冲击载荷或者叶片截面内部留有残缺隐患所造成。如叶片材质不良，工艺缺陷和环境影响等因素。强度不足的故障模式有：挠曲，变形，裂纹和断裂等。(2)高周期疲劳损伤及其故障模式叶片高周疲劳损伤即通常说的高循环应力疲劳损伤，其疲劳取决于两个因素，即叶片的疲劳应力水平和叶片的应力循环次数。其还要取决于叶片振动应力水平的高低，应力高，循环次数自然要降低。叶片的高周疲劳断裂部位多位于叶片的最大应力截面，叶片的最大应力截面与振型

8、有关。对于一阶弯曲振动，最大应力截面向叶尖上移，其断口走向通常是一条直线。对于扭转振型与复合振型，其最大应力截面也随振型不同而不同。对于高阶振型，最大应力截面也随阶次的增高向叶尖上移，其断口走向是先平后翘。因此研究叶片的断裂部位与断口走向，都可以判断叶片属于何种振型的振动故障。 叶片的高周疲劳大都属于共振疲劳损伤，其排除方法不外乎是避开共振，即一是改变激振频率；二是改变叶片的固有频率（叶片调频）。高周疲劳故障模式通常表现为裂纹和断裂。(3)低周疲劳损伤及故障模式叶片低周疲劳损伤也就是大应变疲劳损伤。由于应力水平比较高，其损伤的疲劳循环次数比较低，一般循环次数N103。低周疲劳损伤多是由于叶片气

9、弹失稳现象或叶片颤振现象所导致，故也称为颤振故障，它主要由气动力特性在特定条件下与叶片弹性耦合所确定。叶片的低周疲劳损伤，其断口特征往往也有三个区域，裂纹的形成区与扩展区交织在一起，疲劳弧线比较粗糙，疲劳条带间距较大，表面粗糙。这与高周疲劳断口有较明显的不同。低周疲劳故障模式通常也表现为裂纹和断裂。总之，叶片振动故障是发动机中属于多发性的具有极大危险程度的故障，其发作机理有时是比较复杂的，排故的方法也是多种多样的，是从事于发动机研究、设计、生产和维护者们应注意的问题。2 WJ5甲型发动机以及涡轮工作叶片折断故障2.1故障现象1991年5月30日，东方航空运七B3476号飞机由厦门返回南昌。飞机

10、滑入跑道请示起飞是，此时右发转速103，排气温度440-460，发动机参数正常，接到起飞命令后，推油门过程中忽听一声闷响，右发转速急剧下降，立即停车。1991年11月24日，太原航空运七12WJ5AI850086号发动机在太原空域油门从12向22推进时发出“咚”的闷响，扭矩压力降为零，振动极大，驾驶人员立即将油门从22推向30，扭矩压力不变，温度屑信号灯亮。当即采取人工顺桨停车，单发着陆成功。1991年12月10日，吉林局运七B3490号飞机在合肥准备起飞。机械师将油门推至20，此时右发（12WJ5AI850077号发动机）的T4温度为270，振动值为0.6g，发动机工作参数正常。随后在将油门

11、推至26的瞬间，右发突然发出“砰”的一声响，接着飞机剧烈振动。机组迅速解除螺旋桨限动，关闭停车电门。此时排气温度640，飞机单发滑回停机坪。1992年1月17日，东方航空运七3458号飞机在南京机场起飞滑行过程中，左发12WJ5AI910311号发动机突然剧烈抖动，立即停车。故障发生后，为保证飞机及人员安全，在没有查清故障原因及落实排故措施的情况下，运七飞机全部停飞。2.2故障原因分析2.2.1发动机分解检查上述四台故障发动机在返厂分解检查时发现，12WJ5AI900248号一级发动机涡轮工作叶片全部折断，另外三台各有1片一级涡轮工作叶片折断（见图2-1），四台发动机的二、三级涡轮工作叶片、各

12、级导向叶片及其他相关零件均受到不同程度损伤。从故障现象基本可以判定四台发动机故障都是因一级涡轮工作叶片这段引起的。图2-1 折断叶片2.2.2理化分析(1)断口分析为确定首断件，排除受害件，对四台发动机所有的断裂件进行断口分析。经分析确认，四台发动机中各有1片一级涡轮工作叶片属于疲劳断裂，而其余断裂件均属于瞬间被动破坏。观察这4片一级涡轮工作叶片的折断面，可以看到断口由形貌不同的两个区域组成（图2-2、3、4），分别为疲劳区和瞬断区，在每个疲劳区都存在严重缺陷，每个叶片缺陷具体情况及工作时间见表2-1。图2-2 断口低倍放大全貌 图2-3 主疲劳扩散区形貌表2-1 叶片缺陷情况及工作时间表发动

13、机号叶片件号工作时间/h缺陷性质及状态12WJ5AI900248775.04.0021219 断面上存在严重显微疏松和一个3.2mm2.0mm的气孔12WJ5A850086775.04.0012338断面上存在一处2.5mm2.0mm的氧化皮夹杂12WJ5A850077775.04.002521加强筋上存在一处2.2mm1.8mm的夹砂12WJ5A910311775.04.002556断面上存在三处平坦的脆断区需要说明的是，12WJ5AI910311号发动机叶片缺陷的形成于工艺过程中采用Sn-Bi合金定位后，叶片表面残留Sn、Bi元素有关。Sn-Bi合金在叶片的工作温度下为液态，对叶片的材料K

14、405合金有致脆作用，因此其折断叶片的断口是脆断；而其余均属冶金缺陷，与铸造过程中偶然因素有关，因缺陷在X光检验的盲区而没有被发现。同时断口上清晰可见疲劳条带，这些疲劳条带均起始于缺陷处。通过断口分析可以判定，四起故障的肇事者均为带缺陷的一级涡轮工作叶片。（2）材质分析一级涡轮工作叶片是由K405合金真空精铸而成，每熔批均进行化学成分及力学性能检查并记录存档。经检查故障件熔批的理化分析记录，其化学成分及力学性能符合验收技术条件，因此排出了材料力学性能不合格导致故障的因素。（3）过热分析经过四台发动机故障叶片金相检查，未发现相聚集、长大、回溶现象，因而派出了金属过热导致故障的因素。2.2.3台架

15、动应力测试为查明一级涡轮工作叶片在发动机全转速范围内是否有危险共振发生，进行了台架动应力测试，试验采用电测法进行，试验结果表明：在发动机全转速范围内未发现一级涡轮工作叶片有危险的共振。2.2.4结构应力计算分析一级涡轮工作叶片为对分大圆弧齿带冠、伸根结构、叶身带7个径向冷却孔。为躲开冷却孔进气口，伸根设计成与中心线成3250的夹角，在叶身重心下方设一加强筋。鉴于四起折断故障的断裂部位均为伸根段，为了查明伸根段结构是否存在强度设计的薄弱区域，应用大型结构应力分析计算程序对伸根段进行了三维有限元弹性应力分析。计算状态：取最大载荷状态即起飞状态。伸根段工作温度：660。660时材料屈服极限：0.2

16、=754MPa。边界条件：根据叶片实际工作情况设定三种边界条件，三种边界条件在工作 时都可能出现。计算结果表明，叶片伸根段存在三个大应力区：区第一隼齿齿底；区伸根与下缘板转接段下部；区伸根的加强筋上部。三个大应力区在各种边界条件下的最大主应力见表2-2。表2-2 三种边界条件下大应力区的最大主应力大应力区第一种边界条件第二种边界条件第三种边界条件区16521092.61062区754.2723.6605.7区823.5887.4814.5为验证计算的准确性，另外进行了光弹实验。光弹试验结果与应力计算结果基本吻合，因此证明上述结果是正确的。可以看出，在三种边界条件下，除去在屈服极限附近外，、区局

17、部应力已超过屈服极限，区弹性应力最大，但根据计算结果，区的应力梯度较大，因而，即使在此区产生疲劳裂纹，其扩展速度也极缓慢，厂内各种试车已经证实了这一点，而区虽然应力水平小于区，但其应力梯度小，所以一旦产生裂纹就会迅速扩展，导致叶片折断，四起故障都是这种模式。2.3故障分析结论通过上述分析可得出如下结论：（1）一级涡轮工作叶片从伸根处疲劳断裂，断裂的叶片飞出后打坏后面的涡轮工作叶片和导向叶片，导致发动机失效。（2）一级涡轮工作叶片疲劳断裂的原因是伸根处存在大应力区，并且在大应力区存在不应有的冶金铸造缺陷和工艺污染。正是这些在大应力区内的缺陷和污染成为疲劳源，并萌生裂纹，裂纹迅速扩展导致叶片折断。

18、2.4质量改进措施与效果为预防和排除叶片断裂故障，针对故障原因和实际情况，采取三个阶段的方法，对叶片进行质量控制和改进。第一阶段 对已出厂的叶片进行分阶段返厂检查，同时贯彻如下措施：(1)改进探伤工艺，消除X光检验盲区，更新X光探伤设备，对返厂叶片重新进行X光探伤。(2)制定加严的叶片伸根段荧光检查标准，按新标准检查叶片。(3)为彻底消除Sn、Bi污染，在叶片加工工艺中增加水吹砂和酸洗工艺，并用原子吸收法检查叶片上是否残存Sn、Bi元素。(4)加严的伸根及加强筋的尺寸控制。为验证以上措施的效果，选用在外场工作1600小时的叶片进行了低循环疲劳对比试验和寿命研究。按试验数据处理结果：经过加严检查

19、合格的叶片寿命明 显提高。第二阶段为了在短时间内提高叶片的使用寿命和寿命期内的可靠性，针对叶片伸根段局部应力过大问题，对叶片进行了局部改进设计，降低了伸根段的应力。经过试验器试验和长期试车考核，证明改进后的叶片寿命有所提高。局部改进设计后的叶片寿命为1500小时/1500次循环。第三阶段为彻底克服叶片伸根受力不合理的状况，进一步提高叶片质量和可靠性，延长叶片使用寿命，决定研制全新叶片。新叶片研制的设计原则是：保证与原叶片能够互换，采用成熟的工艺方法早日实现生产。新叶片设计时采用大型三维有限元计算程序对叶片进行了应力和振动计算，计算表明，新研制叶片的应力水平较原叶片有较大幅度的降低，彻底消除了原

20、叶片伸根存在大应力区问题。在试验器上进行的对比试验证明，新设计叶片的伸根寿命比原叶片有大幅提高。通过台架试车考核验证，新叶片的寿命已达到2000小时/2000次热循环。1992年后最后一起涡轮叶片故障后，在WJ5AI型发动机涡轮叶片再没出现过同类的故障，证明改进措施是有效的。 3涡轮工作叶片裂纹故障3.1故障现象在发动机涡轮叶片故障中，叶片裂纹问题是比较普遍和严重的问题，在某型发动机大修中，其高压涡轮叶片裂纹统计结果中叶片裂纹超标叶片占叶片总数的5%-6%。表3-1给出了WP7和WP13系列发动机一级涡轮工作叶片裂纹统计表。表3-1 WP7和WP13系列发动机一级涡轮工作叶片裂纹统计表裂纹类型

21、发动机号发动机工作时间（h:min）发现裂纹时间裂纹叶片数量及特征叶片过热过烧裂纹32P7B40208799:57/200:201989年4月94片单片裂纹32P7B40201399:57/195:251990年6月61片有裂纹P783016334:021988年87片进气边裂纹P13A904333:101992年94片全部有裂纹，单片2-5条裂纹15P72087199:171990年5、7、29、36、88号叶片有裂纹叶片冶金缺陷诱发裂纹P785042698:301988年3月2片叶片有裂纹P7830175104:051988年把号叶片进气边有裂纹，全级报废P7820103299:46199

22、8年5号叶片有铸造缺陷P784032695:571987年83号叶片有裂纹15P7872199:291990年60号叶片进气边横向裂纹统计中看出，涡轮工作叶片叶身上的裂纹故障是多发性的，在各种发动机上都出现过，是一种重大质量隐患，故障中主要有: 叶片过热过烧裂纹和叶片冶金缺陷诱发裂纹。3.2故障原因分析初步分析，涡轮叶片产生裂纹故障主要是有叶片所处的恶劣工作环境和性质决定的：(1)叶片在高温、高转速下工作，运转中承受很大的离心力和气动力作用，产生 拉伸应力和弯曲应力。(2)高速然气流的脉冲，使叶片受到振动力。(3)叶片各处温度分布不同，造成温差应力。(4)叶片上的温度还因发动机启动或停车而急剧

23、变化，使叶片承受热疲劳。(5)燃气中的杂质使叶片产生腐蚀。3.2.1叶片叶尖裂纹状态（1）叶尖裂纹故障的形貌分析通过对叶片叶尖裂纹进行着色显示和放大镜在观察和记录，高压涡轮叶片叶尖裂纹的分布是这样的：叶盆面裂纹条数明显多于叶背，而且叶盆裂纹主要集中在曲率半径嘴大处。一般情况下，裂纹最长4.5mm，最短0.3mm。随机抽取一片叶片作为研究对象，将其放入扫描电镜下观察，明显可见在叶尖端面有明暗相间的磨损条带存在（见图2-1），对图3-2中的明暗条带（1、2位置）进行了能谱分析（见图3-3、3-4），结果发现有Cl、O、C元素存在，这表明叶尖遭受复杂的热腐蚀过程。图3-1 叶尖端面磨损形态 图3-2

24、 磨损带的明暗区图3-3 暗区能谱分析 图3-4 明区能谱分析（2）叶尖裂纹的形态分析依然选取这一片叶片作为研究对象，将其进行解剖分析，肉眼可见在叶尖叶盆一侧有一条裂纹，而在叶背一侧有三条裂纹，为了确定在大裂纹周围是否还有小裂纹存在，用线切割将叶片按图2-5所示部位切下，制成金属试样，最长的裂纹直线距离为3mm，最短的裂纹约为60m，裂纹间距从250m-1500m不等。最 长的裂纹1出现了两次向上分叉，裂纹编号、分布及直线长度如图2-5所示。 图3-5 叶片切片部位及裂纹分布示意图用扫描电镜对裂纹进行观察发现，无论是大裂纹扩展路径都很平直且无分叉（图3-6和图3-7），裂纹的端口比较光滑（图3

25、-8），呈明显的穿晶发展的特征，裂纹超过一定限度，氧化和塑性变形累计损伤很大时，裂纹就会出现分叉（图3-9）。在裂纹内部存在腐蚀产物（图3-10） 图3-6 平直无分叉大裂纹 图3-7 平直无分叉小裂纹图3-8 主裂纹开口段平直 图3-9 有两个分叉的主裂纹 图3-10 裂纹内部腐蚀产物存在总的来说，高压涡轮叶片叶尖裂纹状态有如下特点：叶盆断裂明显多于叶背；裂纹多发生曲率半径最大处；裂纹有长有短，大裂纹旁边有小裂纹存在；长裂纹分叉，短裂纹不分叉；裂纹起始端平直；裂纹内有腐蚀产物存在。3.2.2裂纹形成及发展特征首先，对图3-5所示的叶片切片试验抛光在金相显微镜下观察时发现，试样表面在没有用任何

26、侵蚀剂侵蚀的条件下，明显发现了晶界，这表明叶片尖部有大量的腐蚀坑存在（图3-11，）在裂纹（图3-12）的起始端有明显的腐蚀坑。经能谱分析裂纹内的腐蚀产物主要为碳化物和氧化物（见下表3-2）将小裂纹在放大镜下观察，发现在腐蚀层中央有裂纹，裂纹在腐蚀层内扩展，但裂纹尖端没有穿过腐蚀层，这表明主裂纹是先腐蚀后开裂的（图3-13、图3-14）。表3-2 裂纹内部腐蚀产物能谱分析元素含量COAlWNbTiCrCoNiWt%20.0719.095.3710.891.675.8517.855.1214.08At%42.4830.345.071.510.463.118.732.216.10图3-11 表层腐

27、蚀坑 图3-12 腐蚀坑引起的裂纹 图3-13 钉状裂纹 图3-14 钉状裂纹在裂纹扩展过程中，热循环导致材料材料和裂纹表面不断腐蚀氧化，有时材料会出现大块腐蚀氧化脱落现象（图3-15），裂纹增宽。能谱分析结果如表3-3，从表3-3中得出，裂纹中部仍然以氧化物和碳化物为主，出现了很多Al2O3块。材料在热循环过程中，虽然破坏主要以穿晶为主，但有时因局部严重晶界氧化而出现沿晶开裂（图3-16、表3-4），裂纹分叉多发生在-共晶处，腐蚀沿晶界择优进行，裂纹主要沿晶界扩展，但也有裂纹穿过晶粒和氧化裂纹相连接而扩展（图3-17、图3-18）。于应力垂直的裂纹尖端没有腐蚀产物，裂纹是先开裂后腐蚀，而不与

28、应力垂直的裂纹尖端有腐蚀产物，是先腐蚀后开裂。 图3-15 主裂纹中部腐蚀产物 图3-16 分叉裂纹尖端氧化开裂 图3-17 主裂纹的第一个分叉沿晶扩展 图3-18 主裂纹的第二个 分叉裂纹沿晶扩展 表3-3 图3-14所示各点能谱分析各点元素 1 2 3 4 5 6Wt%Wt%At%Wt%At%Wt%Wt%At%Wt%At%Wt%At%C16.4449.0414.7740.8215.5137.2714.0838.7527.2366.69O2.3051510.1921.1315.8928.679.4319.4832.4244.72Al0.650.802.752.944.275.251.421.

29、5567.5855.28W10.382.0213.572.4811.871.8612.242.2012.792.05Ti1.401.057.494.511.410.971.280.78Cr4.683.225.243.3529.8116.545.283.363.832.17Fe1.751.04Co8.786.338.084.553.01.478.394.716.643.31Ni56.0334.1945.7625.8713.686.7344.8925.2846.8223.46总100100100100100100100100100100100100表3-4 图3-11中所示分叉裂纹简短的能谱分析元

30、素含量OAlWTiCrCoNiWt%12.495.2110.731.805.389.3555.04At%34.398.522.571.664.566.9941.313.3故障分析结论综上所述，高压涡轮叶片叶尖裂纹形成与发展是环境和热应力复合作用的结果。叶片表层材料发展衰变和形成局部蚀坑，这些腐蚀坑再热循环过程中起缺口效应，容易形成微裂纹，是潜在的裂纹源。裂纹形成后，形成了燃气内侵蚀通道，形成氧化物和碳化物等腐蚀产物，这些氧化物和碳化物像钉子一样深入到金属内部，形成“钉扎效应”，再循环应变下，裂纹内淤塞的腐蚀产物起着楔子的作用，在裂纹尖端处造成附加应力，促进裂纹扩展；在裂纹扩展过程中，热腐蚀导致

31、裂纹面氧化增宽；材料晶界腐蚀为分叉裂纹提供核心，并在热应力作用下扩展。主裂纹的扩展是先开裂后腐蚀，分叉裂纹是先腐蚀后开裂。3.4叶片纵向裂纹故障的修理方法针对高压涡轮叶片叶尖裂纹故障，目前所能采取的方法，可以用激光显微焊修复。(1)激光显微焊接修复叶片裂纹要注意如下原则：1.由于叶片叶尖存在氧化腐蚀、组织衰变，要彻底消除裂纹，就要消除腐蚀层和组织衰变层，但又不能使基材损伤过大，因此开口大小要合适。2.补焊材料要与基体材料有良好的相容性，热膨胀系数相近，补焊材料要有良好的高温力学性能和疲劳性能。3.材料热敏感性高，补焊区域小，因而选用热输入小的固体激光器作为补焊热源。4.叶片裂纹补焊属于三维立体

32、空间补焊，而材料热敏感性高，在激光补焊时需要在整个补焊区预置一定厚度的涂层将基体有效保护起来。5.为实现三维空间立体补焊，采用优化积分焊路径。6.考虑容易腐蚀成为裂纹源，要施加防氧化涂层，提高叶尖抗氧化、热腐蚀能力。7.激光凝固组织是非平衡胞枝晶组织，组织不稳定，需要在修复后进行组织稳定化处理。(2)叶片激光焊接性：叶片的材料为C6y，通过对叶片的试验片进行表面清理、除油、干燥，采用固体脉冲激光加工用不同的工艺进行激光熔焊试验。如下图3-19所示，其焊接性非常差，即使采用热作用非常小的固定脉冲激光焊机进行加工，仍然无法避免裂纹的产生，所以对这样的材料进行补焊时非常困难的，只要激光直接作用在材料

33、上，材料就会产生裂纹。图3-19 激光熔焊裂纹(3)填焊材料及物化性能：填料镍基高温（IMR-03）的物化性能：状态物化性能粉体态熔点：13511418，摇比：4.571g/cm3，松比：5.676g/cm3，流动性：56sec，光吸收系数：45%凝固态熔点：13591426，HV320，膨胀系数：14.2110-8/，拉伸强度b25，7000MPa，断面收缩率25，21.8%，900，23.6%填料镍基高温合金（IMR-03）的名义成分：CRWTiAlMo微量元素Ni1825681313680.5余量(4)激光补焊材料热疲劳性能：为检验IMR-03粉末材料的抗热疲劳性能，用IMR-04粉末作

34、为对比，进行了热疲劳试验。将对应粉末的补焊区抛光，金相检查无裂纹后用热疲劳试验机进行试验。实验条件为：205（5sec） 90010（55sec）每5个循环，取下试样用10倍放大镜观察，记录裂纹的发生情况，结果如下：补焊材料IMR-04IMR-03出现裂纹次数12次30次结果表明，IMR-03的抗热疲劳破坏的能力远远好于IMR-04。(5)叶片裂纹补焊：1.工艺流程：着色显像_记录裂纹状态_打磨裂纹_着色检查确认裂纹清除_叶尖清洗，烘烤_电火花施加保护层_激光填补盖板下区域_激光叶尖防氧化涂层_随行打磨修整_超声冲击焊区_荧光探伤检查_如果不合格，返修。如果合格_组织稳定化处理喷涂防氧化涂层。

35、2.主要工艺过程控制：a裂纹清除：首先对需要修复的叶片尖进行着色，显示裂纹，然后基于既要易于激光焊又要使基材损伤最小还能彻底清除裂纹的原则，根据裂纹是单直裂纹、密集度裂纹、单拐裂纹、过坎裂纹、还是非过坎裂纹等具体情况，用机械打磨+着色跟踪法消除裂纹。如下图3-20显示了叶片叶背单条裂纹及对应位置打磨具体开口情况。图3-21显示了叶盆多条裂纹及其对应位置打磨开口情况。 图 3-20 叶背单条裂纹及对应开口情况 图 2-21 叶盆多条裂纹及对应开口情况b补焊区保护层预置：将叶片叶尖浸入有机溶剂中用超声波清洗40min。由于修复区是高度不规则的立体三维空间，为了有效避免激光直接幅照到基材而产生裂纹，

36、适用IMR-03材料用微弧火花在整个补焊区预制约200m的涂层，激光可能达到的作用区要完全保护起来。采用固体脉冲激光加工机在氩气全方位保护下用He可见光引导按优化路径进行激光显微焊。填焊时要防止焊料堵塞气孔，补焊区要留有足够的打磨余量。e焊后打磨：激光幅照完成后，用机械方法对补焊区进行随形打磨。f超声冲击：用超声冲击对激光补焊区进行去应力处理。 g无损检测：对经过打磨的叶片进行荧光探伤检查。h焊后热处理：对叶片进行焊后恢复性能热处理，一次大修叶片热处理制度为：1100温度下真空热处理2小时，二次大修叶片1230温度下真空处理10小时。i喷涂抗氧化涂层：热处理后，对整个叶片喷涂抗氧化涂层以提高高

37、温耐腐蚀性能。(6)激光补焊金相组织：通过金相组织检查，补焊区与机体材料为冶金结合，界面无裂纹、无缺陷，补焊区组织为细小的胞枝晶组织。见图2-22、图2-23。 图3-22 IMR-03补焊组织图3-23 IMR-03+NiCiAlY补焊组织(7)热冲击试验及解剖分析：通过热冲击试验后荧光检查叶片补焊区均未发现有裂纹。对经过300h热冲击处理的叶片进行了解剖，制成金相试样后通过草酸电解使叶盆和叶背的激光补焊区完全显现（图3-24）。图3-24 叶片激光补焊区经过检查叶盆补焊区没有裂纹。用扫描电镜对叶背的激光补焊区分析时发现补焊区两侧边缘耳处各有长约0.6mm的小裂纹存在（见图3-25）。 图3

38、-25 叶背补焊区宏观形状（圆弧内区域）补焊区为正常组织，没有龟裂，补焊区与基体界面结合良好（见图3-26）。图3-26 补焊区组织3.5排故措施与效果通过分析了第二次翻修的高压涡轮叶片叶尖裂纹的状态，裂纹的萌生和发展过程，通过裂纹激光显微焊填料和修复层结构及热处理，修复了叶片，结果较为满意。通过分析、研究和检测表明：(1)大修高压涡轮叶片叶尖部裂纹的形成与发展是环境和热应力复合作用的结果，材料表面组织的衰变和腐蚀坑是潜在裂纹源。提高叶尖的抗氧化腐蚀的能力可减少叶尖裂纹的产生。(2)采用着色显示与显微打磨复合工艺方法可实现裂纹原位跟踪彻底清除。(3)采用与基体材料热膨胀系数相当的Ni基合金作为

39、填料和采用微弧火花预置填料与固定激光脉冲优化路径积分焊工艺方法等可实现三维立体不规则空间的显微补焊，形成与基体相容，空间界面冶金结合和高质量的补焊区。(4)采用NiCrAlY防氧化涂层和组织稳定化真空热处理可进行可进一步提高补焊区的抗热疲劳性能。(5)热冲击试验后补焊区经荧光探伤和着色探伤后未发现裂纹。补焊区勿网状裂纹，组织为稳定的热处理组织。结束语经过了8周多的学习和工作，我终于完成了涡轮叶片的叶片故障分析的毕业设计论文。从开始领到毕业论文题目到查询资料，再到设计论文的完成，每一步对我来说都是新的尝试与挑战。在这段时间里，我学到了很多知识，感触很多，从对航空发动机涡轮叶片的概念了解，到叶片的

40、分类、故障及故障模式、故障分析与找到解决的办法等知识的掌握，我知道每一次改进都是我学习的收获。 虽然我的设计论文作品存在很多不足之处，但我可以自豪的说，这里面的每一段文字，都有我的劳动与汗水。当看着自己的设计论文，感到莫大的幸福和喜悦。我相信其中的酸甜苦辣只有自己亲身经历才能体会。 这次做论文的经历也会使我终身受益，我感受到任何一件事情只有用心去做，没有什么能把我们难倒。做毕业设计也一样，刚开始觉得无从下手不知怎么办，冷静下来理清思路，然后跟着思路一步步去实践，就会得到意想不到的收获。希望这次的经历能让我在以后学习与生活中继续前进。 谢 辞本论文的完成，得益于程老师的指导，使本人有了完成论文所

41、要求的知识积累，程老师在我从选题的确定、论文资料的收集、论文框架的确定、开题报告准备及论文初稿与定稿的过程中对字句的斟酌倾注的大量心血，在此对程老师表示感谢！程老师认真负责的工作态度，严谨的治学精神和深厚的理论水平都使我收益匪浅。他无论在理论上还是在实践中，都给与我很大的帮助，使我得到不少的提高，这对于我以后的工作和学习都有一种巨大的帮助，感谢他耐心的辅导。感谢和我一起生活三年的室友，是你们让我们的寝室充满快乐与温馨， “君子和而不同”，我们正是如此！愿我们以后的人生都可以充实、多彩与快乐！感谢我的同学们，谢谢你们给予我的帮助！回首本人的求学生涯，父母的支持是本人最大的动力。父母不仅在经济上承

42、受了巨大的负担，在心里上更有思子之情的煎熬与望子成龙的期待。忆往昔，每次回到家时父母的欣喜之情，每次离家时父母的依依不舍之眼神，电话和信件中的殷殷期待和思念之语，皆使本人刻苦铭心，目前除了学习成绩尚可外无以为报，希望以后的学习、工作和生活能使父母宽慰。在设计即将完成之际，回想从开始进入课题到设计的顺利完成，有多少可敬的师长、同学、朋友给了我无言的帮助，在这里请接受我诚挚的谢意。即将结束大学生活，相信等待我的是一片充满机遇、风险与快乐的土地；也相信我和同仁们的事业必将如涅磐之凤、浴火之凰,有一个美好的明天!文 献1 ：作者：刘长福.书名：航空发动机构造.出版地：国防工业出版社.出版日期:1980年1月.起止页码：67-752 ：作者：刘大响.书名：航空发动机叶片故障及预防研讨会论文集.出版地：航空航天工业出版社.出版日期:2005年1月.起止页码：3 ：作者：谢础.书名：航空概论.出版地：北京航空航天大学出版社.出版日期:2008年8月.起止页码：151-1554 ：作者：岳珠峰.书名：航空发动机涡轮叶片多学科设计优化.出版地：科学出版社.出版日期:2007年9月.5 ：作者：钟培道.书名：航空发动机涡轮转子叶片的失效与教训.出版地：海军航空工程学院出版社.出版日期:2001年6月.起止页码：67-75