鈦合金航空發(fā)動機葉片高溫疲勞行為的研究現(xiàn)狀

利孝杰，尹丹青，張柯柯，邱然鋒

（河南科技大學，河南洛陽471003）

0 前言

航空發(fā)動機作為飛機的“心臟”，其重要性不言而喻，隨著航空發(fā)動機推重比和渦前溫度的不斷提高、壓氣機和渦輪級數(shù)的逐漸減少，發(fā)動機零件的工作條件變得更為復雜和苛刻[1]，對那些能滿足工作要求的的先進材料的依賴也越來越強烈。這就要求這些先進材料必須具有輕質、高強、高溫、高韌、耐高溫、抗氧化、耐腐蝕等性能。而鈦合金恰恰滿足這一要求，它可以被用來替代鋼或鎳基高溫合金來制造航空發(fā)動機壓氣機輪盤、葉片等部件，可以大大減輕結構的重量，顯著提高了發(fā)動機的推重比和使用性能[2-3]。

整體葉盤是航空發(fā)動機的重要組成部分，擔負著能量轉化的重任，是發(fā)動機的關鍵轉動部件之一[4]。對于航空發(fā)動機來說，疲勞斷裂是最常見的一種失效模式，由于航空發(fā)動機服役環(huán)境的溫度較高，高壓壓氣機的鈦合金葉片所承受的溫度可達到600℃[5]。因此研究鈦合金航空發(fā)動機葉片在高溫下的疲勞行為就顯得尤為重要。

由于零部件的失效和破壞大多起源于表面或淺表層，所以研究人員常用表面強化處理來提高金屬零部件表面的性能，它能夠改善機械零件和結構的表面性能，提高疲勞強度和耐磨性能，進而有效抑制表面疲勞和破壞的產(chǎn)生。基于對鈦合金葉片高溫疲勞壽命和開裂機理的研究有了一定認識后，國內外的一些學者嘗試將表面強化技術應用于航空發(fā)動機葉片制造過程，進而對表面處理后的葉片的高溫疲勞行為進行了相關的探索和研究。

1 國內外對鈦合金航空發(fā)動機葉片高溫疲勞行為的研究

由工作環(huán)境所致，發(fā)動機葉片在工作中會受到高周載荷、低周載荷和高低周復合載荷等不同載荷的作用。為了對其服役時的疲勞行為有一個較為清晰的認識，國內外的許多學者對此分別進行了相關研究。

沈陽航空工業(yè)學院的王向平等人經(jīng)過研究，證明了航空發(fā)動機渦輪葉片在工作中處于多軸應力應變的狀態(tài)和非比例加載過程[6]。大連理工大學的彭立強[7]等人嘗試對服役狀態(tài)下的航空發(fā)動機葉片的疲勞壽命進行預測，但由于常用的Manson-Coffin方程的Morrow公式和SWT（Smith-Watson-Topper）公式在對非比例加載過程的工件的壽命進行預測時都存在較為嚴重的偏差，不能很好地與實際壽命相匹配。北京工業(yè)大學的尚德廣[8]等人基于臨界面法提出一個與加載路徑無關的多軸疲勞損傷參量，該參量綜合考慮臨界面上的最大剪切應變幅和法向正應變幅兩個參量，即考慮了非比例加載下的附加硬化的正應變，因此，它適用于發(fā)動機葉片的非比例加載情況。彭立強等人在參考多軸疲勞損傷參量后對Manson-Coffin多軸疲勞預測方程和SWT公式進行修正，并在修正后的公式的基礎上考慮多軸非比例加載過程給出渦輪葉片新的疲勞壽命預測方法

式中 σn，max為臨界面上最大法向正應力為臨界面上最大法向應變幅；為相鄰兩個最大剪切應變折返點間法向應變幅。

通過算例分別利用修正過的Morrow公式、SWT公式以及彭立強等人重新得到的公式計算了某渦輪葉片疲勞壽命及1 000 h的總損傷，Morrow修正疲勞壽命最大，上式計算結果次之，而SWT修正計算結果最保守。與葉片實際疲勞破壞相比較，上述公式的計算結果與實際情況最吻合，驗證了該高溫多軸疲勞損傷計算模型的合理性和可行性。

基于非線性損傷模型（CDM），天津大學的張俊紅[9]等人通過以TC4為實驗材料，對高周疲勞下鈦合金葉片的壽命進行預測以及可靠性分析。研究者把飛機的飛行環(huán)境簡化為加速、巡航和減速。結果顯示，無論在哪種工作環(huán)境下，葉片根部位置所受的應力都是最大的，根據(jù)損傷累計原理，葉片根部在每個周期內所受的損傷也是最大的，因此認為根部是發(fā)動機葉片最危險的部分。同時，基于COX模型把葉盤厚度、葉盤重量、平均應力以及抗拉強度等考慮在內，指出了平均應力是加速斷裂進程的唯一因素。

表1 帶有協(xié)變量的比例風險模型的估算Tab.1 Estimates of proportional hazard model with covariates

南京航空航天大學劉紅彬等人[10]按照GB/T6398的有關要求，以TC11為實驗材料在高低周復合載荷下進行了疲勞裂紋擴展情況的試驗，主要研究了TC11材料高低周復合疲勞裂紋擴展規(guī)律。劉紅彬等人認為高周應力比、總應力強度因子幅值對裂紋擴展速率影響較明顯；在應力強度因子幅值達到裂紋擴展門檻值條件下，疊加在低循環(huán)載荷上的振動載荷會引起裂紋快速擴展。如圖1、圖2所示為低周載荷、高周載荷以及高低周復合載荷對裂紋擴展速率的影響。但是，由于實驗條件的限制，只得出了低周和高低周復合載荷條件下裂紋擴展門檻值的大致范圍，其精確值還需進一步實驗確定。

美國的Nima Shamsaei等人[11]主要研究了加載步驟以及改變加載路徑和順序對鈦及鈦合金多軸疲勞的影響，采用的試樣為純鈦和鈦合金B(yǎng)T9。對比發(fā)現(xiàn)非比例加載會明顯導致試樣疲勞壽命的縮短。通過把 Von Mises 等價原則、FS（Fatemi Socie）臨界面參數(shù)以及線性累積損傷準則結合在一起能夠很好地預測低周多軸循環(huán)的疲勞壽命，其所得到的預測值于試驗所得壽命值能夠很好地相符，預測的疲勞平面也與實驗結果一致。

圖1 HCF與L-HCCF的裂紋擴展速率比較

圖2 LCF與L-HCCF的裂紋擴展速率比較

德國的P.Schallow等人[12]主要對一種γ-TiAl（Ti含量為46.5%）材料在高溫和熱機械狀態(tài)的高溫疲勞行為進行研究。熱機械疲勞試驗的溫度為500℃～750℃，試驗中發(fā)現(xiàn)，處于拉伸狀態(tài)的試樣由韌性向脆性轉變的臨界溫度（DBTT）為650℃，在低于650℃發(fā)生的斷裂主要為解理斷裂，在高于650℃時發(fā)生的主要為晶間斷裂。

西班牙的L.Mendia等人[13]主要研究了鈦合金葉片在350℃時高低周復合疲勞行為，選用的實驗材料為Ti6242。采用的試樣如圖3所示，實驗結果如圖4所示，復合疲勞的試樣的開裂時間明顯早于高周疲勞的試樣，因此，在葉片的設計中必須把葉片在工作中所受的復合疲勞考慮在內，尤其是在有倒圓角的情況下。而高周疲勞在高循環(huán)應力比（R=0.8）時可以忽略不計，但對于幾何學的影響還有待進一步研究。

圖3 試樣

2 國內外對提高鈦合金葉片的高溫疲勞性能方法的研究

在對葉片服役時的疲勞行為有了一些認識后，考慮到表面處理能夠細化晶粒，改善金屬材料的機械性能，國內外學者開始嘗試采用一些表面處理的方法來加工航空發(fā)動機的葉片，并對此做出了很多研究。

國內的王欣等人[14]對Ti60鈦合金進行相同噴丸強度和不同表面覆蓋率（100%、200%、400%）的噴丸強化，研究了噴丸前后的表面形貌（見圖5）、表面粗糙度、殘余應力場、X射線衍射峰半高寬等表面完整性特征參數(shù)以及其對高溫疲勞壽命的影響。結果表明，噴丸處理能夠顯著提高試樣的高溫疲勞壽命，并且不同覆蓋率噴丸Ti60鈦合金試樣具有顯著差異的疲勞壽命，最高可使高溫疲勞壽命提高約4倍（見圖6）（覆蓋率為200%）。

圖5 不同表面覆蓋率噴丸后的三維表面形貌

圖6 表面覆蓋率對疲勞壽命的影響

德國的E.Maawad等人[15]以鈦合金Ti-2.5Cu為試驗材料分別對其進行了傳統(tǒng)噴丸（SP）和不需涂層的激光噴丸（LPwC）處理，結果顯示：兩者都能夠提高試樣的高周疲勞性能，相比于傳統(tǒng)噴丸處理的試樣，經(jīng)激光噴丸的試樣的高周疲勞性能提高的更多，這是因為經(jīng)激光噴丸得到的殘余應力值更大，殘余應力層更深，比傳統(tǒng)噴丸得到的殘余應力能夠更長久的停留在材料里面。

德國的lgor Altenberger和美國的Ravi K.Nalla[16]通過對TC4分別進行了深度軋制和激光沖擊表面處理，以驗證在22℃～550℃內表面處理對鈦合金葉片的疲勞行為的影響，同時對這兩種表面處理在不同的溫度下對葉片疲勞行為的影響作出對比（見圖7）。結果發(fā)現(xiàn)，在所測溫度范圍，這兩種表面處理都明顯提高了材料的抗疲勞性能并且兩種表面處理的效果大體相同，但隨著溫度的升高，表面處理的效果會逐漸消失，這主要是由于壓縮殘余應力釋放和近表層硬化層的分解。

圖7 由透射電子顯微鏡看到的各種狀態(tài)金屬的近表面層的微觀結構

3 結論

根據(jù)上述研究，主要包括對葉片服役狀態(tài)下壽命的預測以及對疲勞裂紋的擴展情況的研究可以得出以下結論：

（1）在疲勞壽命預測方面，國內外學者采用不同的模型所預測到的疲勞壽命與實際壽命吻合度很高，但對于疲勞裂紋的擴展方面研究，由于實驗條件的限制，只測到了裂紋擴展的門檻值的大致范圍，其精確值還需進一步研究。

（2）表面強化處理確實能夠起到細化晶粒，提高鈦合金葉片的抗疲勞強度的作用。

[1]蔡建明，張華，黃旭，等.600℃時鈦合金高溫低循環(huán)疲勞行為及其微觀機理[J].中國有色金屬學報，2010，20（1）：342-347.

[2]黃天娥，范桂彬，閆海，等.航空用鈦合金材料及鈦合金標準發(fā)展綜述[J].航空標準化與質量，2010（237）：30-33.

[3]趙博，李國元，許廣興.鈦合金焊接技術在飛機制造中的應用和展望[J].成形技術研究，2013（16）：122-125.

[4]林杰威.航空發(fā)動機葉片疲勞壽命和可靠性研究[D].天津：天津大學，2009.

[5]霍武軍，孫護國.航空發(fā)動機鈦火故障及防護技術[J].航空科學技術，2002（4）：31-34.

[6]王向平，周柏卓，楊曉光.多軸疲勞理論在航空發(fā)動機零部件壽命預測中的應用[J].沈陽航空工業(yè)學院學報，2004，21（4）：1-4.

[7]彭立強，王健.渦輪葉片高溫多軸低周疲勞/蠕變壽命研究[J].航空動力學報，2009，24（7）：1549-1555.

[8]尚德廣，王德俊.多軸疲勞強度[M].北京：科學出版社，2007.

[9]ZHANG Junhong，LIN Jiewei，ZHANG Guichang，et al.High CycleFatigueLifePredictionandReliabilityAnalysisofAero engine Blades[J].Trans.Tianjin Univ.，2012（18）：456-464.

[10]劉紅彬，陳偉.TC11材料高低周疲勞裂紋萌生與擴展特性研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2012，12（5）：49-53.

[11]Nima Shamsaei，Maksym Gladskyi，KostyantynPanasovskyi，et al.Multiaxial fatigue of titanium including step loading and load path alteration and sequence effects[J].International Journal of Fatigue ，2010，32：1862-1874.

[12]Schallow P，Christ H J.High-temperature fatigue behaviour of a second generation near-c titanium aluminide sheet material under isothermal and thermomechanical conditions[J].International Journal of Fatigue，2013（53）：15-25.

[13]Mendia L，Estensoro F J，Mary C，et al.Effect of combined cycle fatigue on Ti6242 fatigue strength[J].Procedia Engineering，2011（10）：1809-1814.

[14]王欣，蔡建明，王強，等.噴丸表面覆蓋率對Ti60高溫鈦合金疲勞性能的影響[J].中國表面工程，2011，24（5）：58-63.

[15]Maawad E，Sano Y，Wagner L，et al.Investigation of laser shock peening effects on residual stress state and fatigue performance of titanium alloys[J].Materials Science and Engineering A，2012（536）：82-91.

[16]Igor Altenberger，Ravi K.Nalla，Yuji Sano，et al.On the effect of deep-rolling and laser-peening on the stress-controlled low-and high-cycle fatigue behavior of Ti-6Al-4V at elevated temperatures up to 550℃[J].International Journal of Fatigue，2012（44）：292-302.