涡轮盘榫槽裂纹失效分析及喷丸强化改进

对航空发动机涡轮盘服役后产生的榫槽裂纹进行失效分析,并通过喷丸强化改进。通过断口分析对故障涡轮盘进行失效原因确定;针对该种材料(GH2132)开展喷丸强化工艺试验,并在表面残余压应力、高温疲劳寿命及断口和显微组织等方面进行分析。结果表明故障涡轮盘属于疲劳断裂,疲劳裂纹并不是材料本身原因引起的,而是与应力集中和加工过程有关;实施表面喷丸强化工艺后,形成很高的表面残余压应力,高温疲劳寿命较喷丸前提高1～2个数量级,断口分析显示为单一疲劳源,显微组织显示晶粒明显细化。即涡轮盘榫槽裂纹为表面加工缺陷引起的疲劳断裂;喷丸强化则能够提高其高温疲劳强度极限,而喷丸强化层内的残余压应力和精细的亚晶粒是提高疲劳强度的主要因素。