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摘要：发动机被我们称为飞机的心脏，是飞机最重要部位。而且叶片类零件疲劳失效造成的危害大，转子叶片失效不仅直接导致发动机空中停车，其断裂后极大的离心力会造成不可控的灾难性后果[1]。因此，对压气机转子类叶片的抗疲劳制造技术研究是大势所趋。
1转子叶片掉块故障分析及工艺改进
1.1转子叶片掉块故障实例
据统计，在2012年至2014年，外场共发生第五级转子叶片掉块故障60起，涉及46台发动机。某机压气机第五级转子叶片，掉块叶片零件号：XXXX1215，材料牌号为LY2。该发动机2014 年 1 月大修后出厂，外场飞行后进行地面检查时，发现 1 件编号为XXXX-245 的压气机五级转子叶片排气边交角发生掉块，打伤同级叶片 1 件，打伤 6 级转子叶片 2 件，于 2014 年 9 月返厂排故。掉块故障发生于发动机飞行过程中，一般在发动机飞行后地面检查时发现。故障主要表现为压气机五级转子叶片排气边叶尖掉块，大小一般在15mm×15mm内，故障严重时会导致压气机五级、六级转子叶片打伤和发动机尾喷口挂铝。
1.2. 宏观观察
送检的故障件掉块位置、宏观微观特征基本相同，均属于同模失效。断口呈明显的疲劳特征，均为共振引起的高周疲劳断裂。裂纹起始于叶尖与叶盆或叶背的交角处，疲劳扩展充分。
2五级转子叶片叶型优化研究
2. 1研究目的
根据对某机压气机五级转子叶片掉块故障的研究，掉块故障发生率与叶片频率存在一定的相关性，在叶片频率低的情况下故障发生率会明显上升。同时，掉块叶片一般存在根部偏薄现象，对根部进行适当加厚可降低故障发生率。
为了提高五级转子叶片频率值，对叶片根部截面叶型进行优化，对叶片型面在原模锻叶片设计图公差范围内进行一定程度的调整，从而改变叶片振动特性，调整叶片固有频率，避免叶片在相应转速范围内发生共振，实现降低掉块故障发生率的目的。
2.2优化方案确定
根据对叶型优化的研究，初步拟定了对五级转子叶片4套优化方案：
①五级转子叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面均单边调整0.10mm，即截面厚度增加0.20mm;
②对五级转子叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面均单边调整0.20mm，即截面厚度增加0.40mm;
③叶片15×15削角;
④叶片叶尖减薄;
2.3模态计算
计算的几何模型根据压气机第五级叶片图纸建立，图号为02501215。选定叶片振动特性计算的发动机转速为0、3850、4425、4900r/min，计算了叶片前24阶频率。叶片材料为结构用铝合金LY2，材料参数为：
密度ρ=2750kg/m3，泊松比μ=0.33。
根据叶片的安装条件，叶片约束处理采取措施为：对叶片榫头的两侧面进行约束，模拟叶片安装在压气机盘上，施加的载荷为离心载荷。选定叶片振动特性计算的发动机转速为0、3850、4425、4900r/min，选取叶片前24阶频率、振型。
2.4叶片理想模型工作状态有限元计算
以压气机第五级叶片图号为XXXX1215建立基础理论模型，计算出该零件的四种改进方案下的频率、振型、共振转速图，经过对比、分析五种方案可执行性，给出了可执行性最强工艺改进方案——一叶根处叶盆、叶背各加厚0.1mm和叶根处叶盆、叶背各加厚0.2mm。考虑到在不超过原模锻工艺生产阶段的公差范围内以及避免根部截面的变化造成叶片波纹度[3]的变化过大，故选用叶根处叶盆、叶背各加厚0.1mm，为提高叶片的疲劳极限的工艺改进提供有力的理论
3 提高叶片疲劳极限工艺改进方案及验证
3.1 叶型优化工艺改进方案确定
具体内容如下：
（1）将叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面的型线单边调整0.10mm，即根部截面厚度增加0.20mm;
（2）为避免根部截面的变化造成叶片波纹度的变化，将叶片Ⅳ截面作为过渡截面，型线单边调整0.05mm，即截面厚度增加0.10mm。
具体调整方案如图3-1所示。
根据讨论确定的优化方案，对发生调整的三个截面重新采集叶型数据点，加工三台份优化叶片试验件：提供的叶型数据，生产3台份某机压气机第5级转子精锻叶片试验件，试验件其它叶型数据、尺寸和要求按照设计图02501215要求执行，并在零件号后加“S”。试验件加工完成后单独入库，并且单独保管。对试验件进行测频，测频记录需包含叶片批次号、频率实测值、检测设备号、工装号、检测时间等信息。经过以上优化调整，叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面的制造公差与原模锻工艺生产阶段的最大公差保持了一致，未超出原模锻工艺生产阶段的叶片技术状态。
经过计算，可得出以下结论：
（1）、在230MPa同等载荷下，加厚叶片比未加厚叶片的平均疲劳寿命高1.23倍。
（2）、在230MPa 应力水平下，加厚叶片连续6件通过1×107循环，满足技术文件考核要求。
根据上文介绍，可得到如下结论：
1、叶型优化叶片频率值较正常生产叶片提高约23Hz，已达到前期理论计算水平。
2、叶型优化叶片疲劳性能较正常生产叶片有较大提高。
3、叶型优化叶片已达到预期设计目的，具备实现生产条件。
参考文献
[1]杨兴宇，耿中行.航空发动机结构断裂失效分析的基本方法和思路[C].北京：机械工业出版社，2006：17-19.
[2]胡志忠.45Cr钢的疲劳性能与强度塑性韧性关系的初步探讨[N].机械工程学报，1984-20.
[3]上海交通大學.金属断口分析[M].北京：国防工业出版社，1979：7.
（中国航发动力股份有限公司 陕西 西安 710021）
1转子叶片掉块故障分析及工艺改进
1.1转子叶片掉块故障实例
据统计，在2012年至2014年，外场共发生第五级转子叶片掉块故障60起，涉及46台发动机。某机压气机第五级转子叶片，掉块叶片零件号：XXXX1215，材料牌号为LY2。该发动机2014 年 1 月大修后出厂，外场飞行后进行地面检查时，发现 1 件编号为XXXX-245 的压气机五级转子叶片排气边交角发生掉块，打伤同级叶片 1 件，打伤 6 级转子叶片 2 件，于 2014 年 9 月返厂排故。掉块故障发生于发动机飞行过程中，一般在发动机飞行后地面检查时发现。故障主要表现为压气机五级转子叶片排气边叶尖掉块，大小一般在15mm×15mm内，故障严重时会导致压气机五级、六级转子叶片打伤和发动机尾喷口挂铝。
1.2. 宏观观察
送检的故障件掉块位置、宏观微观特征基本相同，均属于同模失效。断口呈明显的疲劳特征，均为共振引起的高周疲劳断裂。裂纹起始于叶尖与叶盆或叶背的交角处，疲劳扩展充分。
2五级转子叶片叶型优化研究
2. 1研究目的
根据对某机压气机五级转子叶片掉块故障的研究，掉块故障发生率与叶片频率存在一定的相关性，在叶片频率低的情况下故障发生率会明显上升。同时，掉块叶片一般存在根部偏薄现象，对根部进行适当加厚可降低故障发生率。
为了提高五级转子叶片频率值，对叶片根部截面叶型进行优化，对叶片型面在原模锻叶片设计图公差范围内进行一定程度的调整，从而改变叶片振动特性，调整叶片固有频率，避免叶片在相应转速范围内发生共振，实现降低掉块故障发生率的目的。
2.2优化方案确定
根据对叶型优化的研究，初步拟定了对五级转子叶片4套优化方案：
①五级转子叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面均单边调整0.10mm，即截面厚度增加0.20mm;
②对五级转子叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面均单边调整0.20mm，即截面厚度增加0.40mm;
③叶片15×15削角;
④叶片叶尖减薄;
2.3模态计算
计算的几何模型根据压气机第五级叶片图纸建立，图号为02501215。选定叶片振动特性计算的发动机转速为0、3850、4425、4900r/min，计算了叶片前24阶频率。叶片材料为结构用铝合金LY2，材料参数为：
密度ρ=2750kg/m3，泊松比μ=0.33。
根据叶片的安装条件，叶片约束处理采取措施为：对叶片榫头的两侧面进行约束，模拟叶片安装在压气机盘上，施加的载荷为离心载荷。选定叶片振动特性计算的发动机转速为0、3850、4425、4900r/min，选取叶片前24阶频率、振型。
2.4叶片理想模型工作状态有限元计算
以压气机第五级叶片图号为XXXX1215建立基础理论模型，计算出该零件的四种改进方案下的频率、振型、共振转速图，经过对比、分析五种方案可执行性，给出了可执行性最强工艺改进方案——一叶根处叶盆、叶背各加厚0.1mm和叶根处叶盆、叶背各加厚0.2mm。考虑到在不超过原模锻工艺生产阶段的公差范围内以及避免根部截面的变化造成叶片波纹度[3]的变化过大，故选用叶根处叶盆、叶背各加厚0.1mm，为提高叶片的疲劳极限的工艺改进提供有力的理论
3 提高叶片疲劳极限工艺改进方案及验证
3.1 叶型优化工艺改进方案确定
具体内容如下：
（1）将叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面的型线单边调整0.10mm，即根部截面厚度增加0.20mm;
（2）为避免根部截面的变化造成叶片波纹度的变化，将叶片Ⅳ截面作为过渡截面，型线单边调整0.05mm，即截面厚度增加0.10mm。
具体调整方案如图3-1所示。
根据讨论确定的优化方案，对发生调整的三个截面重新采集叶型数据点，加工三台份优化叶片试验件：提供的叶型数据，生产3台份某机压气机第5级转子精锻叶片试验件，试验件其它叶型数据、尺寸和要求按照设计图02501215要求执行，并在零件号后加“S”。试验件加工完成后单独入库，并且单独保管。对试验件进行测频，测频记录需包含叶片批次号、频率实测值、检测设备号、工装号、检测时间等信息。经过以上优化调整，叶片根部Ⅴ截面、Ⅵ截面的制造公差与原模锻工艺生产阶段的最大公差保持了一致，未超出原模锻工艺生产阶段的叶片技术状态。
经过计算，可得出以下结论：
（1）、在230MPa同等载荷下，加厚叶片比未加厚叶片的平均疲劳寿命高1.23倍。
（2）、在230MPa 应力水平下，加厚叶片连续6件通过1×107循环，满足技术文件考核要求。
根据上文介绍，可得到如下结论：
1、叶型优化叶片频率值较正常生产叶片提高约23Hz，已达到前期理论计算水平。
2、叶型优化叶片疲劳性能较正常生产叶片有较大提高。
3、叶型优化叶片已达到预期设计目的，具备实现生产条件。
参考文献
[1]杨兴宇，耿中行.航空发动机结构断裂失效分析的基本方法和思路[C].北京：机械工业出版社，2006：17-19.
[2]胡志忠.45Cr钢的疲劳性能与强度塑性韧性关系的初步探讨[N].机械工程学报，1984-20.
[3]上海交通大學.金属断口分析[M].北京：国防工业出版社，1979：7.
（中国航发动力股份有限公司 陕西 西安 710021）