TC17合金彎曲振動(dòng)超高周疲勞試驗(yàn)

許 巍 ，陳 新

（中國(guó)航發(fā)北京航空材料研究院航空材料檢測(cè)與評(píng)價(jià)北京市重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室1，中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)材料檢測(cè)與評(píng)價(jià)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室2：北京100095）

0 引言

以往材料疲勞測(cè)試的最大循環(huán)數(shù)普遍不超過107周次，其主要原因之一是傳統(tǒng)上認(rèn)為材料的S-N曲線在107周次之前就趨于水平，由此認(rèn)為材料存在無限疲勞壽命[1]。隨著疲勞測(cè)試水平的不斷提升，許多工程材料直到1010周次的應(yīng)力循環(huán)后仍會(huì)發(fā)生疲勞斷裂，這也對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)理念產(chǎn)生了重要影響[2-4]，修訂后的國(guó)家軍用標(biāo)準(zhǔn)《航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》（GJB241A-2010）就明確規(guī)定：“航空發(fā)動(dòng)機(jī)所使用的全部鈦合金構(gòu)件應(yīng)至少具有109循環(huán)疲勞壽命”。于是對(duì)鈦合金的高周疲勞性能數(shù)據(jù)提出了更高的要求。

對(duì)超高周疲勞測(cè)試而言，由于加載的循環(huán)周次非常高，如何提高測(cè)試效率便成為能否有效開展超高周疲勞測(cè)試的關(guān)鍵[5-7]。目前，歐洲和美、日等[8-10]發(fā)達(dá)國(guó)家發(fā)展了超高頻率加速疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)，并開展了大量的測(cè)試研究工作，部分研究成果已在航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中得到應(yīng)用，并提高了現(xiàn)有的疲勞設(shè)計(jì)規(guī)范水平，加深了疲勞破壞機(jī)制的認(rèn)識(shí)。超聲疲勞試驗(yàn)就是其中一種重要的測(cè)試手段，為材料超高周疲勞研究提供了有力支撐。在實(shí)際測(cè)試過程中，試樣的加載頻率可達(dá)到20 kHz，盡管試驗(yàn)效率比較高，但由于加載頻率極高、試樣過熱等不利因素對(duì)測(cè)試結(jié)果將會(huì)產(chǎn)生較大影響；超聲疲勞與普通高頻疲勞測(cè)試條件下的材料破壞機(jī)理是否相同還處于爭(zhēng)議中[10-11]。此外，由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)鈦合金葉片的自振頻率大多處于幾百到上千赫茲范圍內(nèi)，因此采用高達(dá)20 kHz 的加載頻率下的疲勞性能測(cè)試數(shù)據(jù)作為發(fā)動(dòng)機(jī)葉片設(shè)計(jì)用性能數(shù)據(jù)可能缺乏可靠性。Guennec 等[11]指出，20 kHz 的加載頻率對(duì)結(jié)果存在明確差異，其疲勞強(qiáng)度差異甚至高達(dá)50%。國(guó)內(nèi)目前針對(duì)高周疲勞試驗(yàn)主要采用高頻疲勞試驗(yàn)機(jī)，這類試驗(yàn)技術(shù)較為成熟，基本能滿足107循環(huán)數(shù)以內(nèi)高周疲勞測(cè)試需求，但測(cè)試頻率通常只有200 Hz，完成單根試樣109循環(huán)數(shù)的疲勞試驗(yàn)需要近2個(gè)月，而完成一條完整的疲勞應(yīng)力-壽命（S-N）曲線在不停機(jī)的條件下需要1 年多時(shí)間，試驗(yàn)效率難以滿足超高周疲勞測(cè)試的要求。因此亟需提出合理高效的超高頻測(cè)試方法，以兼顧測(cè)試效率和結(jié)果可靠性。近年來，許巍等[12-14]提出采用電磁振動(dòng)臺(tái)開展超高頻疲勞研究的方法，并通過某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)用鈦合金的對(duì)比試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證[13-14]。

本文采用該高頻振動(dòng)疲勞的試驗(yàn)方法，針對(duì)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)用鈦合金TC17，自主設(shè)計(jì)超高頻疲勞試樣開展超高周疲勞試驗(yàn)，獲取超高周范圍內(nèi)的疲勞曲線，并通過升降法獲取了該鈦合金109循環(huán)數(shù)對(duì)應(yīng)的疲勞極限，并與常規(guī)標(biāo)準(zhǔn)疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)過程及方法

1.1 試驗(yàn)材料

本文試驗(yàn)件為TC17 合金板材。TC17 合金是一種富 β 的 α-β 鈦合金，其名義成分為 Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-4Cr，具有高強(qiáng)度、高韌性和良好的疲勞性能、熱穩(wěn)定性、熱加工性和焊接性，長(zhǎng)期使用溫度接近430 ℃，廣泛應(yīng)用于軍、民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇和壓氣機(jī)零件。TC17 合金的主要化學(xué)成分見表1。本文涉及的全部試樣均取自某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整體風(fēng)扇盤鍛件的輪緣位置，取向均為該盤鍛件的徑向（R 向）。

表1 TC17合金主要化學(xué)成分

1.2 試驗(yàn)設(shè)備和試樣

本文采用主要的試驗(yàn)設(shè)備是自主設(shè)計(jì)的振動(dòng)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)，該測(cè)試系統(tǒng)的主體設(shè)備是ES-10D-240電磁振動(dòng)臺(tái)（最大推力為10 kN），還包括自主設(shè)計(jì)的專用夾具、信號(hào)采集、控制系統(tǒng)、激光位移傳感器和加速度傳感器等，系統(tǒng)組成如圖1 所示。該振動(dòng)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)具有自動(dòng)掃頻、閉環(huán)控制等特點(diǎn)，能給出激振頻率-位移響應(yīng)曲線，從而為確定共振頻率提供依據(jù)。

圖1 振動(dòng)疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)

目前針對(duì)材料超高周疲勞測(cè)試還沒有公認(rèn)的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)，廣泛使用的超聲疲勞也沒有公開發(fā)布的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)。本文提出的超高頻疲勞測(cè)試方法本質(zhì)上仍屬于振動(dòng)疲勞范疇，因此參考現(xiàn)有航空標(biāo)準(zhǔn)《發(fā)動(dòng)機(jī)葉片及材料振動(dòng)疲勞試驗(yàn)方法》（HB5277-1984），同時(shí)對(duì)現(xiàn)有試驗(yàn)方法進(jìn)行有針對(duì)性的改進(jìn)，以滿足試驗(yàn)需求。

本文采用的超高頻試樣屬于非標(biāo)試樣，無固定形狀樣式可以參考，而非標(biāo)疲勞試樣的設(shè)計(jì)通常需要在充分計(jì)算的基礎(chǔ)上初步確定[15-16]。在試樣的設(shè)計(jì)過程中，本文采用有限元方法，嘗試建立多種形狀尺寸的板材試樣，進(jìn)行動(dòng)力學(xué)模擬，得到試樣危險(xiǎn)區(qū)的應(yīng)力分布特征情況和固有振動(dòng)頻率值。其設(shè)計(jì)目標(biāo)有2 點(diǎn)：保證試樣的固有頻率能夠達(dá)到1000 Hz 左右；保證在加載過程中試樣工作段的應(yīng)力值顯著較高。

經(jīng)過反復(fù)迭代計(jì)算（具體過程這里不再贅述），確定的試樣形式為超高頻疲勞試樣形式，如圖2所示。圖中所示試樣左端為固定夾持端，其中2個(gè)圓形通孔為夾持用螺栓預(yù)留孔，而左端設(shè)置的3 個(gè)小圓孔目的是調(diào)節(jié)試樣的固有頻率。

圖2 超高頻試樣尺寸和形狀（厚度為3 mm）

1.3 試驗(yàn)過程

通過掃頻的方式確定試樣的共振頻率，激振加速度設(shè)定為0.5g（g為重力加速度），加載曲線為正弦曲線。利用激光位移傳感器監(jiān)控試樣的振幅。通過改變激勵(lì)頻率得到試樣的激勵(lì)頻率-振幅響應(yīng)（頻-響或f-A）曲線，具體頻-響曲線如圖3所示。頻-響曲線為近似對(duì)稱峰形曲線，這是典型的線性振動(dòng)條件下的掃頻曲線，波峰處對(duì)應(yīng)的頻率值為共振頻率，即初始1階固有頻率，約為1756 Hz。

圖3 通過頻掃曲線確定超高頻試樣的固有頻率

本文的彎曲振動(dòng)超高周疲勞的應(yīng)力值基于電阻應(yīng)變計(jì)的電測(cè)方法獲取，通過在試樣危險(xiǎn)區(qū)表面粘貼電阻應(yīng)變計(jì)，并利用動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀獲取應(yīng)變值。在試驗(yàn)前，通過多級(jí)應(yīng)力標(biāo)定的方法確定不同振幅條件下的應(yīng)力值，通過線性擬合確定振幅-應(yīng)力的標(biāo)定關(guān)系。在試驗(yàn)中通過控制振幅來控制試驗(yàn)全過程中的應(yīng)力水平。

振動(dòng)疲勞試驗(yàn)通常在共振狀態(tài)下進(jìn)行，根據(jù)掃頻曲線（圖3）可知超高頻試樣的穩(wěn)定激振頻率為1756 Hz。按照航標(biāo)HB 5277-1984 的規(guī)定，當(dāng)共振頻率降低了1%時(shí)，即判別試樣失效，停止試驗(yàn)。此外，根據(jù)TC17合金超高周疲勞性能的考核需求，終止循環(huán)數(shù)設(shè)定為109。如果達(dá)到該循環(huán)數(shù)，試樣沒有發(fā)生破壞，同樣停止試驗(yàn)。

圖4 TC17合金彎曲振動(dòng)超高頻試驗(yàn)結(jié)果及其S-N曲線

針對(duì)中壽命區(qū)和長(zhǎng)壽命區(qū)分別按照成組法和升降法預(yù)設(shè)加載應(yīng)力值[17]，通常，疲勞試驗(yàn)需要充分考慮獲得壽命結(jié)果的分散性，而保證足夠的試樣數(shù)量是獲得可靠疲勞性能結(jié)果的前提[18]。為了使得本文獲取的S-N曲線具有較高的可靠性，預(yù)備試樣數(shù)量超過30根。

2 試驗(yàn)結(jié)果和討論

2.1 試驗(yàn)結(jié)果

本文獲得的測(cè)試原始數(shù)據(jù)點(diǎn)及其對(duì)應(yīng)的S-N曲線如圖4 所示。其中，有效數(shù)據(jù)點(diǎn)是32 個(gè)，S-N曲線采用3參數(shù)冪函數(shù)模型進(jìn)行擬合[17]

采用最小二乘法進(jìn)行回歸計(jì)算，得到B1、B2和B3的參數(shù)值分別是26.420、8.398和266.973，根據(jù)圖4可發(fā)現(xiàn)隨著循環(huán)壽命的增加，應(yīng)力水平持續(xù)降低，特別是107循環(huán)后沒有表現(xiàn)出明顯的平臺(tái)區(qū)，而表現(xiàn)出緩慢降低的趨勢(shì)。此外，TC17 合金在中等壽命區(qū)表現(xiàn)出一定的分散性，其相似的分散性在該材料的軸向高周疲勞和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞測(cè)試中均有表現(xiàn)。

本文中的109循環(huán)數(shù)對(duì)應(yīng)的條件疲勞強(qiáng)度（疲勞極限）采用升降法來確定。升降法在傳統(tǒng)高周疲勞測(cè)試中的應(yīng)用十分廣泛，是目前航空材料疲勞極限測(cè)定的主流方法，由于對(duì)最少試樣數(shù)量存在一定要求，普遍認(rèn)為采用升降法獲取疲勞極限的準(zhǔn)確性比較高。根據(jù)升降區(qū)數(shù)據(jù)（如圖5 所示）可以確定本文采用的TC17 合金的109循環(huán)數(shù)對(duì)應(yīng)的條件疲勞強(qiáng)度是400 MPa。這里需要指出的是通過擬合方程確定的109循環(huán)數(shù)對(duì)應(yīng)的疲勞強(qiáng)度值是386 MPa，造成這種差異的原因有以下2 點(diǎn)：首先是方程是對(duì)參與計(jì)算的所有試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，也就是說高應(yīng)力區(qū)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)點(diǎn)也會(huì)對(duì)曲線結(jié)果產(chǎn)生影響；另外，在擬合過程中并沒有對(duì)圖4 中8 個(gè)溢出點(diǎn)區(qū)別對(duì)待，也就是說同樣按斷點(diǎn)處理，造成確定的條件疲勞強(qiáng)度存在一定程度的偏低。對(duì)于航空設(shè)計(jì)而言，這種影響使確定的疲勞強(qiáng)度閾值偏保守，在某種程度上提高了航空產(chǎn)品的安全性。

圖5 采用升降法確定109循環(huán)數(shù)對(duì)應(yīng)的疲勞極限

如果將升降區(qū)的數(shù)據(jù)等效處理成1 個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)，即Nf=109循環(huán)數(shù)時(shí)σmax=400 MPa，可以重新按照上述3參數(shù)冪函數(shù)模型進(jìn)行擬合，擬合參數(shù)B1、B2和B3分別為10.426、1.918 和 394.471。新的擬合曲線如圖4 中紅色虛線所示，可以發(fā)現(xiàn)該曲線在循環(huán)數(shù)接近109時(shí)逐漸表現(xiàn)出平臺(tái)區(qū)的特征，即隨著循環(huán)數(shù)的增加，應(yīng)力變化逐漸趨于水平，其展現(xiàn)的變化趨勢(shì)可能更符合超高周疲勞的S-N曲線特點(diǎn)。

2.2 分析比較

為了驗(yàn)證本文采用的彎曲振動(dòng)超高頻疲勞試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，將本文結(jié)果與本課題組前期已經(jīng)開展的針對(duì)同種TC17合金常規(guī)高周疲勞測(cè)試結(jié)果進(jìn)行比較。前期已經(jīng)完成了2 種類型的高周疲勞試驗(yàn)分別是軸向高頻疲勞試驗(yàn)和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)，測(cè)試頻率分別為125、83.3 Hz。由于受常規(guī)疲勞的加載效率限制，最終加載循環(huán)數(shù)并沒有達(dá)到109，但在已完成的循環(huán)數(shù)內(nèi)對(duì)不同方法的測(cè)試結(jié)果進(jìn)行比較也具有一定的實(shí)際意義。

3 種測(cè)試條件下的結(jié)果比較見表2。表中所有數(shù)據(jù)點(diǎn)并不是原始的測(cè)試數(shù)據(jù)，而是根據(jù)方程得到擬合曲線的計(jì)算值，考慮了5 種典型循環(huán)數(shù)條件，分別是1×106、5×106、1×107、3×107、1×108。為了更為直觀地展現(xiàn)其關(guān)系，給出不同加載條件下的S-N 曲線，如圖6 所示?？傮w而言，這幾種測(cè)試條件下的曲線變化趨勢(shì)保持一致。特別是隨著壽命的增加，3 種加載方式對(duì)應(yīng)的疲勞應(yīng)力值接近程度逐漸提高，可以推斷在超高周范圍內(nèi)，本文提出的彎曲振動(dòng)超高頻疲勞測(cè)試結(jié)果與常規(guī)疲勞測(cè)試結(jié)果的一致性較高。

表2 不同疲勞加載條件下典型循環(huán)數(shù)對(duì)應(yīng)疲勞應(yīng)力的結(jié)果比較 MPa

圖6 超高頻測(cè)試結(jié)果與常規(guī)疲勞測(cè)試結(jié)果的比較

相比常規(guī)疲勞測(cè)試方法（即軸向高頻疲勞測(cè)試和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞測(cè)試），振動(dòng)疲勞方法得到的應(yīng)力水平存在一定程度的偏小，主要原因是振動(dòng)疲勞測(cè)試實(shí)質(zhì)上是應(yīng)力比為-1 的彎曲疲勞測(cè)試，振動(dòng)疲勞中的表面應(yīng)力水平較大，因此表面質(zhì)量對(duì)疲勞壽命的影響較為敏感，導(dǎo)致疲勞強(qiáng)度相對(duì)與軸向疲勞測(cè)試結(jié)果偏小。此外，與旋彎疲勞和軸向疲勞測(cè)試不同，振動(dòng)疲勞不是以試樣發(fā)生完全分離斷裂為破壞判據(jù)，也就是說振動(dòng)疲勞破壞試樣不存在破壞分離斷口，而是以共振頻率降低1%為破壞判據(jù)（HB5277-1984 的規(guī)定），這種破壞判據(jù)沒有考慮材料的差異性，可能會(huì)造成所測(cè)得的疲勞強(qiáng)度偏低。因此，今后需要針對(duì)超高頻測(cè)試需求，對(duì)該破壞判據(jù)進(jìn)行合理修正，以提高測(cè)試結(jié)果的準(zhǔn)確度。

3 結(jié)論

本文針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)用TC17 合金，提出基于彎曲振動(dòng)超高頻疲勞測(cè)試方法獲取超高周條件下的疲勞曲線，并通過升降法獲取了該鈦合金109循環(huán)數(shù)對(duì)應(yīng)的疲勞極限。在實(shí)際測(cè)試過程中的有效激振頻率達(dá)到1756 Hz 左右。同時(shí)，通過對(duì)比發(fā)現(xiàn)：本文提出的彎曲振動(dòng)超高頻疲勞測(cè)試結(jié)果與常規(guī)疲勞測(cè)試結(jié)果的變化趨勢(shì)保持一致，特別是在超高周范圍內(nèi)的結(jié)果接近程度較高。彎曲超高頻測(cè)試方法的加載頻率相對(duì)常規(guī)疲勞測(cè)試方法得到顯著提升，且測(cè)得結(jié)果接近常規(guī)疲勞結(jié)果，因此本文采用的超高周疲勞測(cè)試方法具有十分良好的應(yīng)用前景。