總結：
為了避免故障的再次發生，對渦輪葉片的材料和結構進行了改進，以提高渦輪葉片的振動疲勞強度和熱疲勞強度。 對改進前後的渦輪葉片進行了熱衝擊試驗，討論了試驗原理，介紹了試驗過程，並分析了試驗結果。 試驗結果表明，改進後的渦輪葉片平均溫度低於原渦輪葉片，葉片溫度分布更均勻。 進氣側是渦輪葉片最容易產生熱疲勞裂紋的部分，改進後的渦輪葉片的熱疲勞壽命更長。
1 背景
航空發動機渦輪葉片在執行過程中承受渦輪轉子高速旋轉產生的離心載荷、空氣動力載荷和熱衝擊載荷。 渦輪葉片的熱疲勞壽命主要在航空發動機的啟動和停止過程中損失，受到瞬時熱應力的影響，產生熱疲勞裂紋。 在執行過程中，熱疲勞裂紋會擴充套件和斷裂[1]。
為了提高航空發動機的熱迴圈效率和推重比，渦輪前的總氣體溫度不斷公升高，渦輪葉片上的熱負荷不斷增加[2]。 面對高溫氣體給渦輪葉片帶來的挑戰，嘗試了兩種主要途徑[3]。
首先，我們將繼續開發超高效能耐熱高溫合金，設計和製造單晶葉片，不斷提高渦輪葉片用金屬材料的耐熱性，從而最大限度地發揮金屬材料的效能[4]。 其次，已經開發了更先進的冷卻技術來冷卻渦輪葉片，以最少的冷卻空氣達到最佳的冷卻效果[5]。 Ni等[6]研究了渦輪葉片內部冷卻空氣結構與冷卻效果的關係，提出對於渦輪葉片，應採用較好的高溫合金材料來實現公升溫，改善效果應在40%左右，同時應改進更先進、更高效的渦輪葉片冷卻技術， 並在此基礎上，提出了一種能使渦輪葉片承受較高溫度的內腔結構。
李佳等[7]總結了汽輪機葉片氣膜冷卻的發展現狀，提出了汽輪機葉片冷卻改進的方向。 丁陽等[8]計算了渦輪葉片的冷卻效果，得到了內部傳熱效率與綜合冷卻效率的關係。 Zhang等[9]分析了渦輪葉片內部通道的對流和衝擊冷卻，提出了多種復合冷卻方式相互作用的計算方法。 Cheng等[10]通過實驗分析了氣膜孔的大小和位置對渦輪葉片冷卻效果的影響，並提出了渦流抑制孔的優點。
Peng等[11]開展了渦輪葉片熱衝擊對比試驗，研究了裂紋的產生和擴充套件過程。 王榮橋等[12]對單晶渦輪葉片進行了熱機械疲勞試驗研究，同時載入機械載荷迴圈和熱載荷迴圈，以提高葉片壽命。 Wang等[13]通過對渦輪葉片進行熱疲勞評估試驗，分析了渦輪葉片塗層的影響。
Guan等[14]從理論上計算了渦輪葉片的熱疲勞損傷位置，並與試驗結果進行了比較，二者吻合較好。 景福磊等[15]採用數值模擬方法計算了渦輪葉片的冷卻和損傷情況，並對比了試驗資料，結果表明數值模擬分析與試驗結果一致。
由於某型渦輪葉片在使用過程中發生多次疲勞斷裂失效，對渦輪葉片的材料和結構進行了改進，提高了渦輪葉片的振動疲勞強度和熱疲勞強度[16-17]。 筆者圍繞渦輪葉片的熱疲勞強度，對樣機和改進後的渦輪葉片的熱衝擊試驗進行了對比研究，得到了改進前後渦輪葉片熱疲勞壽命的差異，為改進後的渦輪葉片的使用提供了參考。
2 測試物件
某型航空發動機渦輪葉片的原型是由K002等軸晶體高溫合金鑄造而成的空心葉片，如圖1所示。 渦輪葉片頂部為平行四邊形冠部，渦輪葉片內部有三個冷卻空氣通道，高壓壓縮機的冷卻空氣從根部的冷卻空氣入口進入渦輪葉片，沿三個冷卻空氣通道從冠部排出到高溫氣體中。
由於渦輪葉片存在多次疲勞斷裂故障，對渦輪葉片進行了改進，葉片冠部由平行四邊形改為鋸齒形，以減小振動應力，提高振動疲勞強度。 調整渦輪葉片內部冷卻風道結構，優化渦輪葉片的冷卻效果。 材料由K002等軸結晶鑄造高溫合金改為DZ002M定向結晶鑄造高溫合金，延長渦輪葉片的熱疲勞壽命。 改進後的渦輪葉片如圖 2 所示。
3 測試原理
熱衝擊試驗的工作原理如下：加熱渦輪葉片;加熱到預定溫度後，將渦輪葉片放入水槽中或直接噴灑冷水冷卻渦輪葉片，從而冷卻渦輪葉片冷卻後，渦輪葉片被加熱到預定溫度，依此類推。 渦輪葉片會因迴圈溫度引起的反覆迴圈熱應力而疲勞損壞。
在完成指定的迴圈次數後，將渦輪葉片拆下以進行裂紋檢測。
原型渦輪葉片和改進型渦輪葉片在相同環境下進行熱衝擊試驗，並承受相同的熱負荷歷史。 達到規定的迴圈次數後，比較兩組渦輪葉片疲勞裂紋的初始壽命，進而確定改性渦輪葉片的熱疲勞壽命特性。
4 測試設定
熱衝擊試驗裝置如圖3所示，包括蒸發管式高溫燃燒室、燃燒室混合收斂段、前噴水環、圓形風機葉片安裝段、風機旋轉圓圈、後噴水環、高溫調壓閥、集氣段等。 此外，熱衝擊試驗還要求使用空調系統、水冷系統、供油系統、資料採集系統、計算機控制系統等。 前噴水環上有一圈噴水孔，可根據試驗規程要求，用於噴水冷卻汽輪機葉片。 在旋轉風扇葉片安裝部分的出口處設有六個熱電偶插孔，用於監測渦輪葉片的入口溫度場。 渦輪葉片安裝在從渦輪盤上切下的扇形上，冷卻空氣由圓形旋轉風扇葉片安裝部分下方的冷卻氣孔供應。 通過渦輪葉片的高溫氣體再次由後噴水環冷卻，然後由集氣段收集排出。
渦輪葉片的安裝位置如圖4所示，中間的兩個渦輪葉片為試件，兩側各有箔片，安裝位置與試件相比有規律變化，使渦輪葉片的試驗環境盡可能接近相同， 並且測試結果具有很好的可比性。
5 測試引數
由於實驗室的燃燒室壓力不能完全模擬航空發動機的使用狀態，因此在保證氣流馬赫數和入口溫度的前提下，採用燃燒模式準則將航空發動機引數轉換為試驗狀態引數。 引數轉換說明如表1所示。
表1 引數轉換
根據試驗狀態引數對渦輪葉片壁溫度進行標定，在測量燃燒室出口溫度場並進行狀態重複性試驗後，對渦輪葉片壁進行標定。
6個熱電偶埋在渦輪葉片入口邊緣1 4葉片高度、1 2葉片高度、3 4葉片高度和1 2葉片高葉盆、葉背和後緣進行溫度校準，如圖5所示。
渦輪葉片壁溫的標定結果如表2所示，改性渦輪葉片的平均溫度比原型渦輪葉片低28°C5 k時，最大溫差下降了23 k，說明改進後的渦輪葉片內部冷卻氣腔發生了變化，冷卻效果有所提高。
表2 渦輪葉片壁溫標定結果
完整的熱衝擊迴圈渦輪葉片壁溫度曲線如圖6所示，其中渦輪葉片壁溫度在高低溫下保持穩定，低溫段溫度低於150。
根據壁溫標定結果，熱衝擊試驗的溫度載入曲線如圖7所示，並在此基礎上進行熱衝擊試驗。
6 測試結果
熱衝擊測試中乙個週期的實時記錄如圖 8 所示。 在進行熱衝擊測試時，經過 200、400 和 500 次迴圈後，更換改進的渦輪葉片和原型渦輪葉片。 在每次位置變化之前，都會對渦輪葉片進行目視檢查，並用 5 倍放大鏡確認是否存在裂紋。
在第500次、第750次和第900次迴圈時，進行螢光檢測，未發現裂紋。 在第1 000個迴圈結束時，螢光檢測顯示原型渦輪葉片的入口側有多處裂紋，但在改進的渦輪葉片中未發現裂紋。 約150倍的電鏡顯示，原型渦輪葉片的中下部和進氣側中部出現了大面積裂紋。 原型渦輪葉片的螢光檢測如圖9所示，電子顯微鏡如圖10所示。
經過1 000次迴圈的熱衝擊試驗，原型渦輪葉片的入口側產生了多個垂直於高度方向的熱疲勞裂紋，而改性渦輪葉片的入口側也存在大量表面裂紋，裂紋方向與原型渦輪葉片相同， 但沒有形成螢光可以檢測到的裂紋。改進的渦輪葉片的電子顯微鏡如圖11所示。
熱衝擊試驗結果表明，改進後的渦輪葉片的熱疲勞壽命比原型渦輪葉片長。
7 結論
通過對航空發動機渦輪葉片的熱衝擊試驗，得出以下結論：
1）根據溫度校準，改性渦輪葉片的平均溫度比原型渦輪葉片降低28°C5 k時，最大溫差下降了23 k，說明改進後的渦輪葉片內部冷卻氣腔發生了變化，冷卻效果有所提高。
2）熱衝擊試驗結果表明，熱疲勞裂紋首先發生在渦輪葉片入口側，是渦輪葉片熱疲勞壽命最短的部位
3）改性渦輪葉片的熱疲勞壽命比原型渦輪葉片長。
文章**：機械製造》，作者：沈晨、張江偉、金偉。
部分第11屆航空發動機和燃氣輪機聚焦會議與展覽