帶通氣槽的篦齒封嚴環失效分析

郎達學＊ 行峰濤

（中國航發湖南動力機械研究所 中小型航空發動機葉輪機械湖南省重點實驗室，湖南 株洲 412002）

篦齒封嚴是航空發動機中廣泛使用的一種有效的封嚴結構[1]，通常在高溫高轉速高載荷條件下工作，一旦失效會導致發動機癱瘓無法工作。 某航空發動機高壓渦輪轉子上的篦齒封嚴環， 用于對轉子、 靜子之間的氣體流路進行封嚴， 并設置有軸向、 徑向通氣槽對零件進行冷卻。 其中1 臺發動機在使用時間剛剛達到一半設計壽命時， 其篦齒封嚴環失效并缺失， 造成發動機空中停車故障并報廢、 使用該型發動機的飛機停飛。 對篦齒封嚴環殘骸進行冶金分析， 確定斷口性質為疲勞失效。

本文通過理論計算分析和低循環疲勞疲勞試驗，驗證了帶通氣槽的篦齒封嚴環的失效原因， 并提出了有效的改進措施， 解決了篦齒封嚴環的失效問題，保證了發動機的安全性和可靠性。

1 失效位置分析及驗證分析

1.1 材料數據

篦齒封嚴環的材料為發動機高壓轉子零件常用的高溫合金GH4169，鍛件毛坯，密度為8240kg/m3，材料性能數據見表1。

1.2 失效位置分析

通過有限元計算軟件ANSYS 進行強度計算， 有助于研究其失效影響因素[3]。 在轉速最高 （超過45000轉/分）、溫度最高（約450 ℃）時，篦齒封嚴環軸向、徑向 通 氣 槽 交 界 處 （6 處 周 向 均 布） 應 力 最 大， 為1782.03MPa，應力分布見圖1。

表1 GH4169 材料性能數據[2]

圖1 結構特征及應力分布（單位：MPa）

強度計算結果表明，篦齒封嚴環軸向、徑向通氣槽交界處存在應力集中， 為篦齒封嚴環的最薄弱處，可能在工作中最先失效。

1.3 失效位置驗證

篦齒封嚴環的載荷主要為周期性低頻大載荷，產生低循環疲勞， 因此通過低循環疲勞試驗對其進行失效模式驗證， 每次循環過程為0 ～最大狀態～0 [4-5]。在完成18000 次低循環疲勞試驗時檢查無任何裂紋，但繼續試驗后迅速失效為對稱的兩部分， 其中一部分形態見圖2。

圖2 失效試驗后部分形態

對斷面進行冶金分析，確定斷口為疲勞失效，失效斷面與理論計算的最大應力處相吻合。

2 失效模式驗證

2.1 裂紋萌生試驗

強度理論認為， 疲勞失效通常由表面微裂紋的產生作為開始[5]，為進一步明確失效原因，對篦齒封嚴環進行裂紋萌生試驗。 由于最大應力處的圓角由鉗工完成， 加工完后可能存在劃痕， 為同時驗證鉗工過程對失效的影響， 在試驗前對其中1 處最大應力位置通過鉗工預制一處細微劃痕。

根據失效位置驗證試驗結果， 選擇使用過一定時間的篦齒封嚴環進行裂紋萌生試驗。 在接近可能的失效循環數時， 增加零件檢查頻率， 最終在在預制細微劃痕處發現了1 條裂紋， 裂紋長度為徑向長2.6mm，軸向長2.7mm。 相鄰的最大應力處也出現了1 條裂紋長度為徑向2.7 長mm，軸向長3.3mm。 裂紋標記顯示見圖3。

圖3 裂紋萌生試驗對比

裂紋萌生試驗表明， 篦齒封嚴環應力集中位置在工作到一定時間后會萌生裂紋， 裂紋位置與理論計算的最大應力處相吻合。 表面劃痕對裂紋萌生速度無明顯影響。

2.2 裂紋擴展試驗

在生產、加工、裝拆、搬運、存儲等過程中，篦齒封嚴環的應力集中處有可能出現碰傷劃傷等缺陷而產生微裂紋，在無損檢測中可能漏測，從而留下隱患。 為研究篦齒封嚴環在有表面裂紋的情況下的剩余失效壽命，進行了裂紋擴展試驗，以進一步驗證失效模式[6]。

在4 出應力集中位置（共6 處）預制微裂紋，然后進行低循環疲勞試驗， 微裂紋形態與裂紋萌生試驗后的裂紋相當， 并進一步增加試驗過程中的檢查次數。完成1067 次循環時，試驗件失效，失效位置在預制微裂紋處， 斷口為疲勞失效， 無預制裂紋的位置沒有出現失效，殘骸組合見圖4。

圖4 裂紋擴展試驗后形態

裂紋擴展試驗結果表明，在存在表面微裂紋時，篦齒封嚴環的剩余壽命很低。

3 改進及驗證

3.1 尺寸影響分析

在最大工況下對不同結構尺寸下的零件強度進行對比分析，發現通氣槽交界處圓角半徑R、軸向通氣槽深度H 對最大應力的影響最大。 R 增大、H 減小時，最大應力減小，同時應力集中情況降低。 R、H 單一因素對最大應力的影響見圖5。

圖5 R、H 與最大應力關系

3.2 改進方法選擇

由于發動機已經生產投入使用的數量非常大，為保證零件的互換性及不影響發動機整機特性， 零件外廓尺寸不宜改變。 因此， 在不改變篦齒封嚴環裝配關系下對尺寸進行改進以避免失效， 是較為穩妥的方法。 由于空氣流路對發動機性能影響較大， 通氣槽位置無法變動， 由圖1 所示的應力分布情況可知， 應力集中無法避免，只能降低應力集中程度。

根據尺寸影響分析，R 增大、H 減小可降低應力集中情況，但R 過大會導致篦齒封嚴環徑向變薄，進而出現新的應力集中， 最大應力反而增大； 由于軸向通氣槽用于提供冷氣對篦齒封嚴環進行冷卻， 需保持足夠通氣面積以保證冷卻效果，通氣槽深度H 不能無限減小。

若篦齒封嚴環選用力學性能更好的材料， 也能在相當程度上解決失效問題， 但發動機已大批量生產，更換材料不僅會增加成本， 而且將導致轉子動力學特性、 振動特性發生變化， 造成的影響難以預料和迅速檢驗， 無法快速找到失效原因并解決失效問題， 因此材料及加工要求不宜大幅度調整。

綜合考慮發動機的需求，當R 為1mm、H 為0.6mm時最大應力較小且結構合理， 此時篦齒封嚴環的最大應力為1284.6MPa， 比改進前的1782.03MPa 降低了27.9%。 雖然最大應力位置由于結構限制未改變，但應力集中程度顯著改善。

3.3 壽命估算

篦齒封嚴環的載荷主要為周期性低頻大載荷，產生低循環疲勞， 大量文獻證明用Goodman 曲線對其進行壽命計算是可行的[7-8]。 采用基于冪函數型S-N 曲線模型對改進前后的篦齒封嚴環的壽命進行計算對比，用Goodman 直線模型（見圖6）把已知的工作循環（M 點）轉換到應力比R 為0.1 的循環（N 點），按照以下三式聯立求出應力比R 為0.1 時的最大應力， 然后利用S-N 曲線方程求出相應的循環次數。 其中σa為應力幅，σm為平均應力，σmax為最大應力，單位均為MPa，R 為應力比。

圖6 Goodman 直線模型

根據材料疲勞數據及上述公式計算結果，按對應的S-N 曲線方程進行插值, 篦齒封嚴環工作環境下的光滑疲勞S-N 曲線方程 （中值） 為：lgNf=34.2447-9.65473×lg(σmax-546.2356)[4]。根據該發動機設計規范及相關研究[9-10]，取疲勞壽命分散系數Sf 為5，在發動機常用工作循環“0 ～最大～0”下對篦齒封嚴環的低循環疲勞壽命進行計算，結果見表2。

表2 壽命計算結果

計算結果表明，篦齒封嚴環改進前、后的低循環疲勞壽命分別為709626 次和4941 次， 改進后循環壽命次數為改進前的143 倍，遠大于最大應力的差別。 這證明篦齒封嚴環壽命較低的原因是應力集中造成局部地區的高應力， 其峰值應力成為裂紋萌生與擴展的根源，壽命對應力集中極為敏感。 由于存在材料性能數據分散性大、安全系數選取、有限元計算誤差、計算公式準確性等因素，此壽命計算值可作為理論對比，表明在其它條件完全相同的理想情況下，改進后的低循環疲勞壽命次數比改進前有顯著提高，待后續試驗進行驗證。

4 改進后試驗

根據強度及壽命分析結論， 按R 為1mm、H 為0.6mm 的結構尺寸加工新的篦齒封嚴環， 并保證無微裂紋，開展低循環疲勞試驗。 第1 件試驗件通過22000次循環后檢查無裂紋， 檢查之后繼續進行試驗。 由于連接試驗件與試驗臺的轉接段壽命不足發生斷裂碰撞，導致試驗件損傷變形（未失效），試驗中止。

重新設計、 加工理論壽命比篦齒封嚴環的更高的連接件后， 第2 件試驗件通過了24000 次低循環疲勞壽命試驗。 由于達到了發動機設計壽命要求， 從成本考慮未進一步進行破壞性失效試驗。

改進后無微裂紋的篦齒封嚴環， 在后續數百臺發動機的使用過程中， 未再出現故障； 多臺發動機已達到整機設計使用壽命，篦齒封嚴環仍無異常。

5 結論

（1）篦齒封嚴環空中失效的原因為：通氣槽交界處圓角半徑過小、 軸向通氣槽深度過大導致局部存在應力集中，導致表面萌生微裂紋。

（2）在進行失效驗證試驗時，應使用比試驗件的理論壽命更高的連接件， 避免由于試驗件之外的因素影響試驗正常進行。

（3）可靠性要求高、工作環境嚴酷的零件，若發生失效故障，對發動機乃至飛機的危害極為嚴重。 因此在設計前期就應當考慮重要零件的失效問題并進行充分驗證。此舉將加大研發成本、延后研發進度，但若大量生產并投入使用后出現失效發生故障，將不僅嚴重影響發動機及飛機的正常使用，且付出的代價會更大。