R20燃气轮机涡轮工作叶片断裂失效分析.pdf

第3 6 卷第2 期2023年6 月燃气轮机技术GAS TURBINE TECHNOLOGYVol.36No.2Jun.,2023R20燃气轮机涡轮工作叶片断裂失效分析王辉（航发燃气轮机（株洲）有限公司，湖南株洲41 2 0 0 0）摘要：针对R20燃气轮机第三级涡轮工作叶片断裂事故，对叶片断裂部位开展宏观、微观形貌分析和力学性能检测,得出叶片断裂的原因。结果显示：叶片的失效原因为疲劳，疲劳源在叶盆侧距离进气边3 4mm的表面研磨区域交界处，对比2 和3 号叶片的相同位置，1 号叶片第一样齿面研磨情况较为严重，研磨区域内含有较高的铁和氧元素，与齿面和涡轮盘槽面发生微动磨损有关，导致疲劳裂纹过早地萌生；从宏观上观察断口的疲劳扩展区比例、疲劳条纹宽度和疲劳条纹出现位置，判断为高周疲劳且疲劳裂纹扩展应力较高。关键词：燃气轮机；涡轮叶片；微动磨损中图分类号：TK478燃气轮机是一种服役时需承受严酷气动负荷、机械负荷和高温负荷，同时又要求具有高耐久性的热动力机械1-4。R20燃气轮机是WJ6航空发动机改型而来，是一款以焦炉煤气、天然气、驰放气及黄磷尾气为燃料的航改型燃气轮机。其燃料可选范围广、气质要求低，具有广阔的应用市场，深受用户青睐。至今已为用户提供约2 0 0 台，机组大修周期最高超过2 万h。叶片失效是发动机的常见失效形式之一5-6 。燃气轮机涡轮工作叶片在高速旋转状态下工作，不仅要承受复杂的作用力和热负荷，还要承受环境介质的腐蚀与氧化,其工作环境十分恶劣,因而出现失效的概率较高7-8 。深人分析研究涡轮叶片失效原因，总结失效特点和规律，对于提高燃气轮机制造水平,确保电站安全运行意义重大。本文就其中一种断裂失效情况进行分析。本次事故燃气轮机涡轮工作叶片材料为GH4033变形高温合金，用于8 0 0 以下服役的涡轮工作叶片。1故障情况某电站燃烧焦炉煤气进行发电，燃气轮机运行了8 0 0 0 h突然振动加大并跳机，停机后再次冷转振动即达到3.5 mm/s（重力加速度测振）。手触摸燃文献标志码：B文章编号：1 0 0 9-2 8 8 9(2 0 2 3)0 2-0 0 6 2-0 6烧室机匣有明显振感，手动盘车时发现有异响，经过工业内窥镜孔探检查发现涡轮第三级动叶叶片断裂,经协商决定将该燃气轮机返厂分解，分解后排除了异物击伤及超温故障，找到首断件后对叶片断裂做原因分析。2外观检查2.1区断口宏观检查对叶片进行了编号，首断件是在样齿处断裂的叶片,将其编号为1,断裂位置在缘板下方第一齿根部,其叶身部分已无法找到。另外两个用来对比分析的故障机第二级叶片分别编号为2 和3,其叶身根部R处上缘及靠近叶尖的位置被打伤，如图1所示。1号叶片断口整体形貌见图2（图3 为断口局部放大），从叶盆侧进气边交界处向叶背侧排气边的断口表面上存在多条弧形区,区内断面较为平坦,为疲劳扩展区域。区域内有明显的金属氧化痕迹，这与裂纹张开后在高温条件下空气进人有关。根据以上断口宏观形貌，大致判断疲劳裂纹在叶盆侧进气边交界区域内萌生，并且瞬断区占比约大于5 0%，表明叶片该部位承受载荷较大。开裂位置对应样齿面的形貌，隐约可见疲劳弧线,见图4箭头1 指示位置。第一样齿面上存在磨收稿日期：2 0 2 1-1 1-1 7 改稿日期：2 0 2 2-0 1-1 3作者简介：王辉（1 9 8 3 一），男，湖南衡阳人，高级工程师，研究生，主要从事燃气轮机修理工作，E-mail:。第2 期王辉：R20燃气轮机涡轮工作叶片断裂失效分析63箭头2 指示的区域,在叶盆侧距离进气边3 4mm的表面研磨区域交界处，疲劳源区进一步放大形貌见图5，箭头指示的疲劳源区域的磨损情况较为严重,箭头指示的未磨损区域存在表面喷丸处理的痕迹。13第一样齿面2(a)断裂处第三样齿面3图4开裂位置对应齿面的放大形貌经历过喷丸处理3536373839401424349图5 疲劳源区进一步放大形貌（b）分解下来的断裂叶片图1 叶片外观形貌叶盆侧图2 1 号叶片断口形貌图3 1 号叶片断口局部放大形貌损形貌，与第二齿面形貌相比,磨损情况更为严重，图4中箭头3 指示为磨损区域和未磨损区域的交界线。根据以上特征,判断疲劳源区位于图4中2.2往微观检查图6(a)是断口面上距离进气边和叶盆面交界处0 2.2 mm范围内的形貌,方框内的放大形貌见图6(b）。在断口小平面上能够观察到明显的疲劳条带，见图6(b）中箭头指示位置，通过疲劳条带可以推测疲劳源区在该视场的左侧。3mm图7(a)是第一齿接触面区域整体微观形貌,右侧框区域距交界处约为2.5 mm,形貌见图7（b），仅在1 0 0 倍下便可在靠近疲劳源区40 0 m的区域内观察到疲劳条带，说明裂纹萌生后在较大的应力下扩展。图7（b）靠近外表面可见反复研磨的特征，见黑色箭头指示位置，是疲劳裂纹在萌生后反复张开、闭合相互挤压所致。图7（c)是图7(a)中左侧框区域内的放大形貌,距离交界处约3.5 mm，该区域同样存在从样齿面向外扩展的疲劳条纹。结合图6（b）、图7（b）和图7（c)形貌，100um可判断疲劳源为线源，并非从一个局部区域内萌生疲劳裂纹，疲劳源区位于磨损与未磨损区域的交界线。图7（d)是疲劳条带的放大形貌。图7（e）是疲劳扩展区与瞬断区交界位置的形貌,瞬断区主要以沿晶断裂形貌为主。64燃气轮机技术第3 6 卷SEI20kV（a）距边界2.2 mm处断口形貌WD21mmSS60 x50500um0002SEI20kV21Apr2021图6断口形貌WD21mmSS60(b)放大形貌x200100um000321Apr2021SEI20kVWD24mmSS60G-OUT（a）第一齿接触面区域整体微观形貌x191mm0001SEI20kV20May2021G-OUTWD23mmSS60（b）右侧框区域内的放大形貌x100100um000420 May 2021SEI20kV（c）左侧框区域内的放大形貌WD16mmSS60 x100100um0018SEI20kVWD24mmSS5021Apr2021G-OUTx1,00010um0015（d）疲劳条带的放大形貌20May2021SEI20kV（e）疲劳扩展区与瞬断区交界位置的形貌图7 第一样齿断口形貌WD21mmSS60 x50500um000221Apr2021第2 期2.3金相检查为了确定样齿表面研磨区域下方的金相组织变化，在线性疲劳源区域内垂直于断口切割金相样品，并在抛光态检查金相组织。从截面看，样齿接触面王辉：R20燃气轮机涡轮工作叶片断裂失效分析65上存在多处凹坑，见图8（a）和8（b）中箭头指示位置。凹坑边缘和底部存在塑性变形痕迹和微裂纹，见图8（c）和8（d)中箭头标记位置。研磨表面200 um（a）齿接触面（低倍）40um（b）样齿接触面（高倍）40um(c)凹坑边缘图8抛光态形貌图9 是1 和2 号叶片的金相组织形貌，通过多晶粒尺寸相当均为3 级，碳化物强化相分布形态视场对比2 和1 号断裂叶片齿相同部位晶粒度，20um(d)凹坑底部相同。200um(a）1 号叶片图9叶片样齿相同部位晶粒度对比由图1 0 可见相有相对粗大的立方形和细小为变形高温合金，/相晶格错配度小，性能热处球形两种形态,局部有形成立方阵列趋势。GH4033理后相应呈球形均匀分布。图1 0 所示形态是由200um(b）2 号叶片66于长期使用后，相长大到较大尺寸引起晶格错配效应，使部分相由球形转变成立方形进而再转变为立方阵列形态。SEI25kVWD13mmSS40123-68(a)5 000 倍SEI25kVWD13mmSS40123-68(b)10 000 倍图1 0 微观相形态2.4力学性能在被打伤的3 号叶片中切取2 根M63的拉伸试样，分别记为A和B试样，在室温条件下进行拉伸性能测试,结果如表1。根据表中结果说明服役8 0 0 0 h后,叶片塑性出现下降。表1 拉伸性能测试结果屈服强度/抗拉强度/试样MPaA760B7502.5其他叶片齿面形貌检查根据以上宏观形貌分析，确定1 号叶片过早地发生疲劳断裂,与第一齿表面发生的异常磨损有关。为进一步验证，在体视镜下将2 号和3 号叶片叶盆侧第一样齿面的磨损情况与1 号叶片进行对燃气轮机技术比,结果见图1 1，可见1 号叶片第一样齿面的磨损情况更为严重。3结果分析与讨论宏观检查结果显示：1 号叶片在叶盘面进气边缘板下方第一样齿面上断裂。失效性质为疲劳,疲劳源区为线源，疲劳裂纹在齿面上的研磨区域边缘萌生，疲劳扩展区占断口总面积约1/2,第一样齿根部存在喷丸处理形貌，见图2 至图5。微观检查结果显示：1 号叶片疲劳源区对应样齿表面存在挤压变形和往复研磨的痕迹，在扫描电镜1 0 0 倍的放大倍数下，靠近疲劳源区仅40 0 m的区域内可以观察到疲劳条纹，说明裂纹扩展时应力x5.005um0004x10,0001um0003断后MPa伸长率/%9606.59657.5第3 6 卷15Jun2021较大,见图7(b)。对比2 和3 号叶片的相同位置,1号叶片第一样齿面研磨情况较为严重，见图1 1。缘板下方第一样齿面通常承受着较大的工作应力，微动磨损最常在叶片样齿与涡轮盘样槽的枞树型配合区域出现，喷丸处理是最有效的提升疲劳寿命的方法。材料表面因微动损伤出现的裂纹通常在磨痕两侧,与断口观察到疲劳源区位置相符。金相检查结果显示：1 号叶片疲劳源区纵截面的金相组织检查中发现存在多处表面凹坑，局部地方存在微小裂纹。1 号和2 号叶片样头区域的金相组织无明显差别，晶粒度均为3 级。虽然2 号叶片在使用后发生组织变化，导致拉15 Jun2021伸塑性指标下降，但对比1 号和2 号叶片样头的洛氏硬度值无明显差别,均在国内标准要求的范围内，符合正常热处理工艺要求，故判断1 号叶片过早发生疲劳断裂与力学性能差异无关。根据以上结果，对比被打伤的2 号和3 号叶片的第一样齿面的磨损形貌，1 号叶片失效与样齿面和槽面之间出现的微动磨损有关，导致疲劳裂纹在磨损边缘萌生。4结论断面收缩率/%128（1）叶片的失效原因为疲劳,在缘板下方第一齿面上开裂，疲劳源为线源，在叶盆侧距离进气边34mm的表面研磨区域交界处。对比2 和3 号叶片的相同位置，1 号叶片第一样齿面研磨情况较为严重,研磨区域内含有较高的铁和氧元素,与齿面和涡轮盘样槽面发生微动磨损有关，导致疲劳裂纹过早地萌生。（2）从宏观上观察断口的疲劳扩展区比例、疲第2 期王辉：R20燃气轮机涡轮工作叶片断裂失效分析67第一样齿面第一样齿面第一样齿面第二样齿面第二样齿面第三齿面第二样齿面第三样齿面第三样齿面1000 um(a)1号劳条纹宽度和疲劳条纹出现位置，判断为高周疲劳且疲劳裂纹扩展应力较高。（3）与被打伤的2 号叶片相比，1 号叶片样头的金相组织和晶粒度未见差别，化学成分和硬度均符合国内资料中要求值。长期使用后发生性能衰退，拉伸塑性指标下降会引起断裂韧性降低，微观存在相发生聚集长大,形态转变为立方形。微动疲劳影响因素众多,主要因素有微动幅值、接触面挤压应力、表面粗糙度、表面残余应力、接触几何、材料特性、温度等。经过长期使用后已无法探究初始状态，很多因素已无法分析，接触面挤压应力可通过强度计算分析。参考文献：1陶春虎,刘新灵.航空发动机材料和工艺的安全性评估J.失1000 um(b)2号图1 1 各叶片样齿面形貌对比效分析与预防,2 0 0 7,2(4)：1 4-2 0.2陶春虎，钟培道，王仁智，等.航空发动机转动部件的失效和预防M.北京：国防工业出版社2 0 0 0.3卢文海，刘丽玉，白明远.发动机燃气涡轮叶片断裂分析J.失效分析与预防,2 0 1 0,5（4）：2 5 2-2 5 6.【4孙铁峰，刘建平，李明，等.发动机涡轮叶片样头荧光显示分析J.失效分析与预防，2 0 0 9,4（2）：1 1 8-1 2 1.5傅国如，禹泽民，王洪伟。航空涡喷发动机压气机转子叶片常见失效模式的特点与规律J.失效分析与预防，2 0 0 6，1（1）：18-24.6崔雄华，朱宝田，刘树涛，等某燃气轮机压气机I级叶片断裂失效分析J失效分析与预防，2 0 0 6,1（3）：2 2-2 6.7 CARTER T J.Common failures in gas turbine blades J.Engineering Failure Analysis,2005,12(2):237-247.8王红,左华付，何训，等.某航空发动机第三级涡轮叶片失效分析J.失效分析与预防,2 0 0 7,2（1）：2 4-2 8.1000 m(c)3号(下转第7 2 页）72Abstract:During the operation of a certain type of gas turbine,the pressure inside the box is negative.As the working conditionsincrease,the negative pressure in the box increases.In the actual use process,due to the negative value of the pressure in the outputshaft cover,the side of the gearbox at the output end of the gas turbine has a phenomenon of lubricating oil leakage.In view of the oilleakage caused by the negative pressure of the shaft cover,this paper analyzed the pressure field in the shaft cover.Based on theresearch of the pressure situation,this paper proposed a measure of adding a blocking plate at the connection between the shaft coverand the box to reduce the negative pressure of the shaft cover.The numerical simulation and experimental measurement of the pressurefield in the shaft cover were carried out for this measure.The research results show that the blocking plate can effectively optimize thepressure distribution in the shaft cover and increase the pressure in the shaft cover.No oil leakage is found during the actualrectification.Keywords:gas turbine;shaft cover;pressure燃气轮机技术Simulation and Experimental Research on the Box Output ShaftCover of a Certain Type of Gas TurbineZhou Tuo,Wei Changmiao,Li Peize,Liu Chaoyang(Wuxi Division of No.703 Research Institute of CSSC,Jiangsu Wuxi 214151,China)第3 6 卷(上接第6 7 页)Failure Analysis of Turbine Blade Fracture in R20 Gas TurbineWang Hui(AECC Gas Turbine(Zhuzhou)Co.,Ltd.,Hunan Zhuzhou 412000,China)Abstract:Aiming at the fracture of the third-stage turbine working blade of the R20 gas turbine,inspect the macroscopic andmicroscopic morphology analysis of the blade fracture part,and the mechanical performance detection,obtain the reason why bladefracture.The results show that the failure property of the blade is fatigue,the fatigue source is the line source,where at the junction ofthe surface grinding area 3 4 mm away from the air intake edge which on the side of the leaf basin.Compared with the same positionof No.2 and No.3 blades,the grinding situation of the first tenon surface of blade No.1 is relatively serious.The grinding area containshigh iron and oxygen,which are related the fretting wear of tenon surface and turbine plate tenon groove surface,resulting in prematurefatigue cracks problem.According to the proportion of fatigue expansion area,fatigue fringe width and fatigue fringe occurrence positionon macro fractures,it is judged to be high cycle fatigue and fatigue crack propagation stress is high.Keywords:gas turbine;turbine blade;fretting wear