鈦合金榫頭微動疲勞試驗研究現(xiàn)狀與發(fā)展

李 康，付雪松，周文龍

(大連理工大學(xué)，遼寧 大連 116085)

0 引言

渦輪發(fā)動機(jī)是航空航天飛行器的核心動力，其壓氣機(jī)盤與葉片均采用鈦合金加工成形，連接方式為榫頭連接。鈦合金以其密度小、比強(qiáng)度高等優(yōu)異性能而成為航空航天領(lǐng)域的重要材料，但是其抗磨損性能較差，對微動損傷極為敏感。渦輪發(fā)動機(jī)鈦合金葉片與壓氣機(jī)盤榫頭連接處的微動磨損常成為影響葉片疲勞壽命的關(guān)鍵因素。關(guān)于微動磨損導(dǎo)致葉片榫頭連接處過早疲勞失效的實例報道很多［1-3］，有統(tǒng)計分析認(rèn)為，20%的航空發(fā)動機(jī)故障是由榫頭—榫槽聯(lián)結(jié)處的失效造成的［4］，微動疲勞會導(dǎo)致某些構(gòu)件的疲勞壽命降低30%，甚至80%［5］。航空航天領(lǐng)域科技的飛速發(fā)展導(dǎo)致對材料性能的要求越來越高，對微動疲勞導(dǎo)致失效的研究也愈發(fā)重視。我國從20世紀(jì)90年代起開始了微動領(lǐng)域的研究工作，至今已有20多個單位開展了相關(guān)研究，在試驗分析和理論探討方面均取得了可喜成果。但是因榫頭的微動疲勞情況復(fù)雜而特殊，特別是有關(guān)的試驗方法和技術(shù)很難統(tǒng)一，使微動疲勞理論和防護(hù)技術(shù)的發(fā)展受到了影響。為此，在綜述了目前微動疲勞試驗研究進(jìn)展的基礎(chǔ)上，提出了榫頭微動疲勞試驗未來的研究方向。

1 榫頭微動試驗類型

渦輪工作時，葉片與壓氣機(jī)盤的榫頭連接處會產(chǎn)生兩種形式的微動磨損:第一種是因葉片離心力而產(chǎn)生的軸向循環(huán)載荷而導(dǎo)致的微動磨損;第二種是因葉片切線方向受到空氣阻力而產(chǎn)生高頻振動導(dǎo)致的微動磨損［6］(如圖1)，此種微動磨損尚屬研究盲區(qū)，還未見相關(guān)報道。基于第一種微動磨損形式，針對榫頭微動疲勞設(shè)計的試驗方法可分為兩種類型:一是軸向微動疲勞試驗，即在常規(guī)拉拉疲勞試驗的基礎(chǔ)上加載微動磨損裝置，從而產(chǎn)生微動疲勞的試驗效果，這種類型的微動疲勞試驗應(yīng)用較為廣泛，試驗過程均執(zhí)行疲勞試驗標(biāo)準(zhǔn)(如GB 3075—82)，試驗過程具有較好的規(guī)范性。但由于對微動磨損裝置的設(shè)計要求高且不具直觀性，目前這類試驗的微動磨損裝置尚未有公認(rèn)的統(tǒng)一規(guī)范;二是榫型微動疲勞試驗，試驗樣品完全按照榫頭形狀加工，試驗過程省去微動磨損裝置，直接地反映葉片的軸向微動疲勞，試驗過程無執(zhí)行標(biāo)準(zhǔn)，對此類試驗的研究報道也相對較少。

圖1 榫頭連接處的微動疲勞形式Fig.1 Fretting fatigue of dovetail

工程服役的渦輪發(fā)動機(jī)由于轉(zhuǎn)速不同，會導(dǎo)致葉片的離心力、所受切向空氣阻力以及振動頻率等發(fā)生變化，也是影響葉片疲勞壽命的重要因素，并且還存在許多受試驗條件限制而未被認(rèn)知的影響因素。因此，對微動疲勞規(guī)律的認(rèn)知是一個極為復(fù)雜而艱難的過程，需要試驗技術(shù)方法和微觀機(jī)理的綜合研究才能逐漸完善。

2 軸向微動疲勞試驗

2.1 軸向微動疲勞試驗方法

軸向微動疲勞試驗的基本思路是將微動磨損裝置徑向加載到疲勞試驗機(jī)上，從而實現(xiàn)微動磨損影響疲勞過程的試驗?zāi)康摹＿@種試驗方法用于研究微動磨損對疲勞過程的影響是十分有效的，具有較好的工程普適性。如螺栓緊固連接處的微動疲勞、榫頭連接處的微動疲勞等，均可簡化成這種軸向微動疲勞試驗進(jìn)行試驗研究。

圖2［7］給出了兩種橋型摩擦副的微動疲勞試驗裝置，其中試樣按照GB 3075—82標(biāo)準(zhǔn)加工。早期微動疲勞試驗采用加載環(huán)方式提供摩擦副的接觸壓力，并通過控制接觸壓力的大小改變摩擦副與試樣之間的摩擦力和相對位移。相對位移的大小決定了接觸區(qū)域的微動磨損方式:粘著、部分滑移、完全滑移。因此，加載環(huán)控制法向力的軸向微動疲勞試驗是通過控制接觸載荷實現(xiàn)接觸區(qū)域微動磨損方式的改變，其局限性顯而易見。隨著微動疲勞研究的不斷深入，出現(xiàn)了很多以此為基礎(chǔ)的改進(jìn)型微動磨損裝置。而高靈敏壓力傳感器、激光位移傳感器、聲發(fā)射以及高速攝像等技術(shù)的應(yīng)用，使得軸向微動疲勞試驗的數(shù)據(jù)采集和測量精度有了很大地提高，這些高科技手段的應(yīng)用對于微動疲勞理論的研究起到了極大地促進(jìn)作用。

圖2 橋型摩擦副微動疲勞試驗裝置Fig.2 Bridge friction system of axial fretting fatigue test

2.2 軸向微動疲勞試驗研究進(jìn)展

軸向微動疲勞試驗是最早開展的研究微動疲勞失效的試驗方法。學(xué)者們在設(shè)計軸向微動疲勞試驗時，通過設(shè)置加載因素對微動疲勞失效的機(jī)理開展研究，而這些加載因素全都是依靠微動磨損裝置來實現(xiàn)的。這種自行設(shè)計的微動磨損裝置種類很多，各有優(yōu)缺點，還沒有公認(rèn)的統(tǒng)一規(guī)范和標(biāo)準(zhǔn)。

在航空發(fā)動機(jī)的工作過程中渦輪高速轉(zhuǎn)動，葉片受到的離心力和切向空氣阻力隨運轉(zhuǎn)速度的不同而變化，且渦輪工作的環(huán)境溫度較高(約260℃［8］)，這些均是試驗過程中應(yīng)被考慮的因素，但在軸向微動疲勞試驗中，研究者一般將其簡化為位移幅、接觸壓力、摩擦力、溫度等，這些導(dǎo)致了不能確定的系統(tǒng)性誤差。

微動疲勞試驗中對于溫度的研究較少，Jin O等人［8］基于Ti-6Al-4V合金榫頭微動疲勞失效行為，設(shè)計了在260℃與常溫下的軸向微動疲勞對比試驗。研究表明，260℃的高溫環(huán)境對Ti-6Al-4V合金的微動疲勞試驗并不產(chǎn)生影響。值得注意的是，越來越多的表面工程技術(shù)應(yīng)用于改善鈦合金的抗微動疲勞性能，其中包括噴丸、激光/離子束注入、激光淬火、離子滲(N、O、S、C以及共滲)、加弧輝光離子滲、磁控濺射、物理/化學(xué)氣相沉積、陽極氧化、微弧氧化、熱噴涂等，這些技術(shù)的核心是在鈦合金的表面形成防護(hù)層。作者認(rèn)為以航空渦輪葉片榫頭抗微動疲勞為背景的表面工程，不可忽視環(huán)境溫度(即260℃)對防護(hù)層本身性能的影響，而這方面的研究工作還鮮有報道。

較多的研究涉及了位移幅、接觸壓力和摩擦系數(shù)對微動疲勞的影響，這些因素決定著接觸區(qū)域的微動磨損方式(粘著、部分滑移、完全滑移)。粘著磨損對于微動疲勞幾乎不產(chǎn)生影響;部分滑移磨損時裂紋容易萌生及擴(kuò)展，微動疲勞損傷最為嚴(yán)重;發(fā)生完全滑移時，接觸區(qū)雖磨損嚴(yán)重，但同時也阻礙裂紋的擴(kuò)展［9］，因而相比部分滑移時的微動疲勞損傷較輕?？梢娔p方式影響著疲勞和磨損兩因素在微動疲勞過程中的作用主次［10］。Meriaux J等人［11］利用聲發(fā)射技術(shù)對微動疲勞裂紋進(jìn)行檢測試驗，并對裂紋擴(kuò)展機(jī)理開展詳細(xì)探討。研究認(rèn)為，微動疲勞過程受到接觸壓力、剪切力(摩擦力)和疲勞載荷三方面的影響，據(jù)此將微動疲勞失效過程分為四個階段(如圖3［11］所示):第一階段為裂紋萌生，裂紋受到剪切力的作用，在接觸區(qū)邊緣萌生;第二階段為裂紋擴(kuò)展，在這個過程中，剪切力的影響逐漸減弱，同時疲勞載荷的影響逐漸增強(qiáng)，裂紋與基體表面呈現(xiàn)一定的擴(kuò)展角度;第三階段為疲勞載荷主導(dǎo)的裂紋擴(kuò)展階段;第四階段為瞬斷階段。Namjoshi S A等人［12］就Ti-6Al-4V合金的軸向微動疲勞試驗開展有限元模擬分析，模擬結(jié)果也顯示Ti-6Al-4V合金的微動疲勞裂紋萌生受接觸位置的切應(yīng)力控制，而裂紋擴(kuò)展受臨界面上的正應(yīng)力和切應(yīng)力共同控制。

圖3 微動疲勞過程中裂紋的發(fā)展過程Fig.3 Representation of different cracking stages in fretting fatigue

軸向疲勞試驗技術(shù)有力地促進(jìn)了微動疲勞失效機(jī)理研究的進(jìn)展。隨著研究的不斷深入，單獨的試驗形式已經(jīng)難以滿足理論探索的需要，許多學(xué)者通過引入數(shù)值模擬分析開展組合式的研究。目前，微動疲勞失效的基本形式已得到共識，即微動磨損引發(fā)裂紋萌生→裂紋擴(kuò)展→斷裂失效，但是在裂紋萌生和擴(kuò)展對壽命的影響方面尚存在分歧。早期的試驗認(rèn)為裂紋萌生時間很短，裂紋擴(kuò)展占據(jù)了大部分的微動疲勞壽命期［13-17］。Namjoshi S A 等人［12］的試驗結(jié)果卻表明80%～90%的疲勞壽命期處在裂紋萌生階段。而Meriaux J等人［11］利用聲發(fā)射技術(shù)對裂紋擴(kuò)展的監(jiān)測試驗發(fā)現(xiàn)，微動疲勞失效的大部分壽命期發(fā)生在裂紋擴(kuò)展階段。對這方面的深入探究對于微動疲勞的防護(hù)工程是十分重要的，以裂紋萌生及擴(kuò)展規(guī)律為依據(jù)，實施有效的防護(hù)技術(shù)方案，才能提高材料的微動疲勞壽命。因此，充分運用軸向微動疲勞試驗技術(shù)，探究裂紋萌生與擴(kuò)展問題是具有工程價值的研究方向。

3 榫型微動疲勞試驗

3.1 榫型微動疲勞試驗方法

榫型微動疲勞試驗是在軸向微動疲勞試驗基礎(chǔ)上發(fā)展的、針對渦輪發(fā)動機(jī)葉片榫頭微動疲勞失效的試驗方法。這種試驗方法更接近于榫頭服役的實際工況。榫型微動疲勞試驗大多與數(shù)值模擬分析方法相結(jié)合，來分析微動疲勞過程中榫頭的受力情況，在榫頭微動疲勞壽命預(yù)測方面優(yōu)于軸向微動疲勞試驗技術(shù)。但是在這類試驗過程中，位移幅、接觸壓力、摩擦力等影響因素均不可控，且由于試驗條件的局限性，使得接觸區(qū)域的摩擦力和相對位移均難以測量，因此榫型微動疲勞試驗不適用于研究微動疲勞的機(jī)理。圖4a［18］是較為常見的榫型微動疲勞試驗照片，在此基礎(chǔ)上的改進(jìn)型榫型微動疲勞試驗(圖4b［19］)的優(yōu)點在于:可以有效校準(zhǔn)試樣中心位置以減少誤差;增加了局部加熱裝置，能在高溫條件下進(jìn)行試驗，且不影響榫槽試驗裝置的功能;設(shè)置微型傳感器，可實時監(jiān)測實驗過程中的接觸載荷，并通過計算機(jī)模擬計算的方法對傳感器測量值進(jìn)行修正，使接觸載荷的測量更為準(zhǔn)確。

3.2 榫型微動疲勞試驗研究進(jìn)展

榫型微動疲勞試驗被較多的應(yīng)用于與有限元模擬相結(jié)合模擬渦輪葉片榫頭處的工況，分析受力情況、裂紋萌生位置、以及裂紋擴(kuò)展規(guī)律等。許多學(xué)者運用榫型微動疲勞試驗結(jié)合模擬分析，取得了有價值的研究成果，榫型微動疲勞試驗技術(shù)已經(jīng)成為針對渦輪葉片榫頭微動疲勞極具特色的研究方法。

榫型微動疲勞試驗的研究重點是探索接觸區(qū)受力及裂紋擴(kuò)展規(guī)律，并依此揭示榫頭位置的失效形式。Wei D S等［20］以斷裂力學(xué)為基礎(chǔ)建立了一個高應(yīng)力梯度榫頭的失效模型，采用有限元模擬與試驗相結(jié)合的方法，對榫頭失效行為做了系統(tǒng)分析，首次提出了接觸區(qū)邊緣有高的應(yīng)力梯度，且這一區(qū)域的應(yīng)力高于材料(Ti-6Al-4V合金)屈服強(qiáng)度的觀點，而接觸邊緣位置恰是公認(rèn)的裂紋萌生的高危險區(qū)。利用榫型微動疲勞試驗技術(shù)發(fā)現(xiàn)了裂紋擴(kuò)展方向與法線夾角為18°左右(如圖5a［21］所示)，而有限元模擬的計算結(jié)果也是 16°～18°之間［20-21］。Wei D S 等還提出，裂紋首先以θ角度于表面萌生，然后偏轉(zhuǎn)φ角方向開始擴(kuò)展，與圖5b［20］所示軸向微動疲勞試驗中裂紋的擴(kuò)展規(guī)律相統(tǒng)一，但是這方面的研究還太少，缺乏試驗數(shù)據(jù)的充分證實。

圖5 疲勞試驗裂紋擴(kuò)展方向Fig.5 Crack growth in fretting fatigue samples

此外，榫型微動疲勞試驗技術(shù)是針對榫頭失效而發(fā)展的，因此精確地模擬葉片榫頭處的實際工況才能更深入研究榫頭的失效規(guī)律。目前的榫型微動疲勞試驗技術(shù)還比較粗糙，許多重要的影響因素被簡化忽略，比如，前述榫頭的工作溫度為260℃，而在這種試驗條件下的試驗結(jié)果卻鮮有報道;渦輪工作時葉片受到切向空氣阻力產(chǎn)生的振動等也從未被引入試驗中;傾斜角也很少被列為影響因素來考慮，學(xué)者們通常采用簡化的直線型榫槽模型(圖6a所示)，而渦輪葉片與壓氣機(jī)盤的榫頭的實際工況是傾斜榫槽連接的(傾斜 20°角，如圖 6b［22］)。Anandavel K等人［22］就渦輪壓氣機(jī)盤榫槽的20°傾斜角問題建立了數(shù)學(xué)模型，并與直線型榫槽模型進(jìn)行對比分析，結(jié)果表明，傾斜的榫槽與直線型模型相比，接觸壓力的分布有極大不同，而且接觸區(qū)的接觸壓力、位移幅及表面應(yīng)力等均顯著增大。

圖6 不同榫槽的示意圖Fig.6 Schematic diagrams of different dovetail

4 結(jié)束語

渦輪發(fā)動機(jī)葉片榫頭連接處的微動疲勞失效是極其復(fù)雜的過程，影響因素繁多，至今仍有許多因素尚未被認(rèn)知。目前，軸向和榫型兩類微動疲勞試驗技術(shù)雖取得了可喜的進(jìn)展，但是仍有許多不足。

軸向微動疲勞試驗的研究較多，但微動疲勞失效的機(jī)理仍不完善。利用軸向微動疲勞試驗技術(shù)雖已初步認(rèn)清了裂紋擴(kuò)展的方式，但是對于壽命預(yù)測方面的認(rèn)識還很不足。針對渦輪葉片榫頭處的微動疲勞失效機(jī)理和微動疲勞防護(hù)技術(shù)驗證是研究重點。軸向微動疲勞試驗應(yīng)更多的與微動磨損試驗建立聯(lián)系，結(jié)合材料微動磨損行為研究微動疲勞問題。材料的微動疲勞防護(hù)及其驗證試驗技術(shù)不應(yīng)忽視服役溫度(260℃)因素的影響。

榫型微動疲勞試驗研究雖在力學(xué)分析、模型建立以及失效分析等方面取得了許多成果，為葉片榫頭連接處的微動疲勞失效分析起到了極大地推動作用，但榫型微動疲勞試驗技術(shù)還很不完善，應(yīng)充分重視溫度、傾斜角和葉片受空氣阻力產(chǎn)生的切向振動等影響因素，并將其應(yīng)用于渦輪葉片榫頭微動疲勞防護(hù)的研究中。

針對鈦合金渦輪葉片榫頭的微動疲勞問題，綜合運用微動磨損、軸向微動疲勞和榫型微動疲勞等試驗技術(shù)，并配合有限元分析手段，開展微觀機(jī)理、多因素影響及防護(hù)層作用等方面的系統(tǒng)研究是該領(lǐng)域的重點。

［1］段家寬，楊興宇，董立偉，等.微動磨損引起的壓氣機(jī)葉片榫頭斷裂故障研究［J］.燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2009，22(3):28-32.

［2］Ruiz C，Chen K C.Life assessment of dovetail joints between blades and discs in aero-engines［C］//Proceedings of international conference on fatigue of engineering materials and structures.Sheffield:Institution of Mechanical Engineers，1986:197-204.

［3］Rajasekaran R，Nowell D.Fretting fatigue in dovetail blade roots:experiment and analysis［J］.Tribology International，2006，39(10):1277-1285.

［4］馬剛.壓氣機(jī)燕尾榫聯(lián)接結(jié)構(gòu)微動疲勞壽命研究［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2004.

［5］張明.微動疲勞損傷機(jī)理及其防護(hù)對策的研究［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2002.

［6］Araújo J A，Nowell D.Mixed high low fretting fatigue of Ti6Al4V:tests and modelling［J］.Tribology International，2009，42(9):1276-1285.

［7］Majzoobi G H，Hojjati R，Soori M.Fretting fatigue behavior of Al7075-T6 at sub-zero temperature［J］.Tribology International，2011，44(11):1443-1451.

［8］Jin O，Mall S，Sahan O.Fretting fatigue behavior of Ti-6Al-4V at elevated temperature［J］.International Journal of Fatigue，2005，27(4):395-401.

［9］Hintikka J，Lehtovaara A，M?ntyl? A.Fretting fatigue and friction of quenched and tempered steel in dry contact with aluminum bronze［J］.Wear，2013，308(1/2):155-165.

［10］劉道新，何家文.微動疲勞影響因素及鈦合金微動疲勞行為［J］.航空學(xué)報，2001，22(5):454-457.

［11］Meriaux J，Boinet M，F(xiàn)ouvry S，et al.Identification of fretting fatigue crack propagation mechanisms using acoustic emission［J］.Tribology International，2010，43(11):2166-2174.

［12］Namjoshi S A，Mall S，Jain V K，et al.Fretting fatigue crack initiation mechanism in Ti-6Al-4V［J］.Fatigue ＆Fracture of Engineering Materials＆ Structures，2002，25(10):955-964.

［13］Mutoh Y，Tanaka K，Itoh S.Fretting fatigue properties of high strength stainless steel［J］.Journal of the Society of Materials Science，1988，37(417):643-648.

［14］Tanaka K，Mutoh Y，Sakoda S，et al.Fretting fatigue in 0.55C spring steel and 0.45C carbon steel［J］.Fatigue ＆Fracture of Engineering Materials＆ Structures，1985，8(2):129-142.

［15］Tanaka K，Mutoh Y，Sakoda S.Effect of contact material on fretting fatigue in a spring steel［J］.Transactions of Japan Society of Mechanical Engineers，1985，A51(464):1200-1207.

［16］Nishioka K，Hirakawa K.Study on fretting fatigue［J］.Transactions of Japan Society of Mechanical Engineers，1968，A34(266):1635-1643.

［17］Endo K，Goto H，F(xiàn)ukunaga T.Behaviors of frictional force in fretting fatigue［J］.Transactions of Japan Society of Mechanical Engineers，1973，A39(326):2915-2922.

［18］Conner B P，Nicholas T.Using a dovetail fixture to study fretting fatigue and fretting palliatives［J］.Journal of Engineering Materials and Technology，2003，128(2):133-141.

［19］Golden P J.Development of a dovetail fretting fatigue fixture for turbine engine materials［J］.International Journal of Fatigue，2009，31(4):620-628.

［20］Wei D S，Wang Y R，Yang X G.Analysis of failure behaviors of dovetail assemblies due to high gradient stress under contact loading［J］.Engineering Failure Analysis，2011，18(1):314-324.

［21］Carter B J，Schenck E C，Wawrzynek P A，et al.Three-dimensional simulation of fretting crack nucleation and growth［J］.Engineering Fracture Mechanics，2012，96:447-460.

［22］Anandavel K，Prakash R V.Effect of three-dimensional loading on macroscopic fretting aspects of an aero-engine blade-disc dovetail interface［J］.Tribology International，2011，44(11):1544-1555.