高溫下發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片振動(dòng)疲勞性能測(cè)試方法

張部聲，秦秀云，張呈波，吳光耀，潘 容

(1.天津航天瑞萊科技有限公司，天津 300462；2.北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京 100076；3.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)有限公司 中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

航空發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)鍵零件渦輪葉片在發(fā)動(dòng)機(jī)高速旋轉(zhuǎn)工作時(shí)會(huì)承受離心、氣動(dòng)、熱應(yīng)力等載荷作用，復(fù)雜的循環(huán)交變載荷極易造成渦輪葉片的振動(dòng)疲勞問(wèn)題，從而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)故障，嚴(yán)重影響發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作和飛機(jī)的飛行安全[1]。開(kāi)展渦輪葉片的振動(dòng)疲勞性能測(cè)試對(duì)現(xiàn)代發(fā)動(dòng)機(jī)安全性和性能提升具有重要意義[2]。疲勞極限是振動(dòng)疲勞性能的重要參數(shù)之一，因工程上無(wú)法獲得無(wú)限壽命時(shí)所對(duì)應(yīng)的疲勞極限，通常采用升降法獲得指定壽命基數(shù)N下的疲勞極限，此時(shí)獲得的疲勞極限可靠度為50%，故又稱為中值疲勞極限[3]。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)中值疲勞極限測(cè)量方法進(jìn)行了大量報(bào)道[3-5]，為了節(jié)約試驗(yàn)成本、提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性，一般建議采用只需要14～20個(gè)試驗(yàn)件的小子樣升降法進(jìn)行中值疲勞極限測(cè)量。上述研究大多是基于材料標(biāo)準(zhǔn)件進(jìn)行的，對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片這類非標(biāo)準(zhǔn)件且在高溫環(huán)境下的中值疲勞極限測(cè)量方法研究較少?，F(xiàn)行適合航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片及材料振動(dòng)疲勞試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[6]中只是簡(jiǎn)單地介紹了試驗(yàn)程度，對(duì)渦輪葉片高溫環(huán)境下的中值疲勞極限測(cè)量指導(dǎo)意義十分有限。

與材料標(biāo)準(zhǔn)件不同，高溫環(huán)境下渦輪葉片的中值疲勞極限測(cè)量有其特別的地方。其一、渦輪葉片服役在高溫環(huán)境下，所承受的循環(huán)載荷次數(shù)一般超過(guò)107次甚至可達(dá)109次[7]。其二、為了提高渦輪葉片的耐溫性能，大多數(shù)渦輪葉片表面加工有大量氣膜冷卻孔[8]，氣膜孔的孔邊應(yīng)力集中，加工工藝復(fù)雜且一致性較難保證，增加了渦輪葉片疲勞試驗(yàn)結(jié)果的分散性。

為了探究更適合渦輪葉片高溫環(huán)境下中值疲勞極限測(cè)量方法，本文以某型渦輪葉片為研究對(duì)象，基于小子樣升降法開(kāi)展渦輪葉片某溫度下壽命基數(shù)為3×107次、應(yīng)力比R=-1的中值疲勞極限測(cè)量方法試驗(yàn)研究。針對(duì)其中的試驗(yàn)流程、疲勞應(yīng)力表征方法、小子樣升降法進(jìn)行重點(diǎn)研究和討論。

1 測(cè)試方法

1.1 設(shè)計(jì)思路

渦輪葉片高溫下的中值疲勞極限測(cè)量不考慮其實(shí)際工作時(shí)的非均勻溫度場(chǎng)，以近似均勻溫度場(chǎng)進(jìn)行試驗(yàn)，通過(guò)多層發(fā)熱元件硅碳棒分溫區(qū)輻射加熱的方式模擬高溫環(huán)境，并確保最大應(yīng)力點(diǎn)或危險(xiǎn)截面處溫度為某溫度且整個(gè)葉身的溫差不大于30 ℃。為了節(jié)約試驗(yàn)時(shí)間和成本，采用振動(dòng)臺(tái)在渦輪葉片的第1階固有頻率下激勵(lì)出共振來(lái)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，振動(dòng)臺(tái)以基礎(chǔ)激勵(lì)方式加載的慣性力可以較好地模擬葉片受到的氣動(dòng)載荷。

在發(fā)動(dòng)機(jī)上，渦輪葉片通過(guò)榫頭與發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤進(jìn)行連接，為了真實(shí)模擬這種連接方式，傳遞振動(dòng)臺(tái)激勵(lì)載荷的渦輪葉片夾具采用榫頭剛性連接方式，并使夾具的第1階固有頻率略高于渦輪葉片的第1階固有頻率，這樣能夠?qū)⒄駝?dòng)臺(tái)輸出的激振加速度放大至渦輪葉片剛性連接處附近[9]。為了防止熱能經(jīng)葉片夾具熱傳導(dǎo)至振動(dòng)臺(tái)，在葉片夾具與振動(dòng)臺(tái)之間設(shè)有包含水冷空腔的剛性?shī)A具，采用強(qiáng)制對(duì)流換熱的方式為振動(dòng)臺(tái)降溫。

為了確保在試驗(yàn)過(guò)程中渦輪葉片的疲勞應(yīng)力和溫度滿足要求，利用加速度傳感器、非接觸振幅測(cè)量裝置、應(yīng)變片、溫度傳感器對(duì)試驗(yàn)過(guò)程中的疲勞應(yīng)力和溫度進(jìn)行多重監(jiān)測(cè)和控制。

1.2 試驗(yàn)系統(tǒng)

渦輪葉片高溫下中值疲勞極限測(cè)量試驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示。其工作方式為：高溫爐為渦輪葉片提供近似均勻的高溫環(huán)境，控制設(shè)備產(chǎn)生渦輪葉片第1階固有頻率下的正弦驅(qū)動(dòng)電壓信號(hào)經(jīng)功率放大器放大后傳遞至振動(dòng)臺(tái)，通過(guò)振動(dòng)臺(tái)運(yùn)動(dòng)部件將電壓信號(hào)轉(zhuǎn)化為運(yùn)動(dòng)信號(hào)激勵(lì)渦輪葉片作第1階固有頻率下的強(qiáng)迫共振。測(cè)量裝置反饋渦輪葉片響應(yīng)(加速度、應(yīng)變、振幅、溫度)給控制設(shè)備，控制設(shè)備再通過(guò)調(diào)整激振能量來(lái)調(diào)節(jié)渦輪葉片疲勞應(yīng)力水平。

圖1 試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.1 Experiment system

1.3 試驗(yàn)流程

經(jīng)過(guò)試驗(yàn)室前期大量試驗(yàn)探索和總結(jié)，自主研發(fā)出渦輪葉片中值疲勞極限測(cè)量流程，具體見(jiàn)圖2。

圖2 試驗(yàn)流程Fig.2 Experiment flow

首先要進(jìn)行保證外界輸入?yún)?shù)一致的前提工作。具體為：① 為了提高疲勞數(shù)據(jù)品質(zhì)，試驗(yàn)前需要通過(guò)無(wú)損檢測(cè)檢查渦輪進(jìn)氣邊和排氣邊氣膜孔、葉身以及葉根倒圓等關(guān)鍵部位是否存在初始缺陷，對(duì)存在初始缺陷的葉片必須進(jìn)行剔除。② 非接觸振幅測(cè)量裝置為激光測(cè)振儀，因高溫下渦輪葉片呈暗灰色且反射率小，測(cè)振儀反射信號(hào)強(qiáng)度低，信號(hào)存在跳動(dòng)甚至丟失，為了保證振幅信號(hào)質(zhì)量，需在試驗(yàn)件表面制作提高反射率的高溫反光漆。③ 為了保證疲勞應(yīng)力的控制穩(wěn)定，試驗(yàn)件的安裝必須具有足夠的剛性，本次試驗(yàn)的足夠剛性規(guī)定為使渦輪葉片第1階固有頻率穩(wěn)定在2 Hz以內(nèi)的收斂力矩。④ 中值疲勞極限測(cè)量的疲勞應(yīng)力控制點(diǎn)應(yīng)為最大應(yīng)力點(diǎn)[9-10]，需通過(guò)振動(dòng)應(yīng)力分布測(cè)量獲取渦輪葉片最大應(yīng)力點(diǎn)位置。⑤ 為了保證試驗(yàn)溫度滿足要求，需進(jìn)行溫度場(chǎng)標(biāo)定，以調(diào)試出適合的高溫爐溫度控制參數(shù)。完成以上工作可以保證每片渦輪葉片的疲勞試驗(yàn)前的狀態(tài)基本一致。

接下來(lái)要進(jìn)行疲勞應(yīng)力表征方法的選取和驗(yàn)證工作。為了解決疲勞試驗(yàn)時(shí)應(yīng)變片壽命有限[11]，無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間存活于渦輪葉片高溫疲勞試驗(yàn)過(guò)程中的問(wèn)題，需要采用疲勞應(yīng)力間接表征的方法實(shí)現(xiàn)疲勞應(yīng)力的可控。疲勞應(yīng)力表征方法選取完成后，需要驗(yàn)證該方法的環(huán)境適用性，確保所選的方法可以實(shí)現(xiàn)高溫下的應(yīng)力表征。該部分工作直接影響中值疲勞極限測(cè)量精度。

最后以合適的初始應(yīng)力水平和應(yīng)力步長(zhǎng)開(kāi)展渦輪葉片的小子樣升降法測(cè)量。具體為：若前一片渦輪葉片在壽命基數(shù)內(nèi)未破壞(即越出)，則下一片葉片以一定的應(yīng)力步長(zhǎng)提升應(yīng)力水平進(jìn)行試驗(yàn)；若前一片渦輪葉片在壽命基數(shù)內(nèi)破壞，則下一片葉片以一定的應(yīng)力步長(zhǎng)降低應(yīng)力水平進(jìn)行試驗(yàn)。如此重復(fù)，直至獲得一定誤差限度和置信度的渦輪葉片中值疲勞極限。該部分工作直接影響中值疲勞極限測(cè)量結(jié)果的可靠程度和所需的試驗(yàn)件數(shù)量。

2 疲勞應(yīng)力表征方法選取和驗(yàn)證

2.1 疲勞應(yīng)力表征方法

疲勞應(yīng)力表征是為了將疲勞應(yīng)力轉(zhuǎn)化為可長(zhǎng)時(shí)間監(jiān)測(cè)的其它測(cè)量值。常用的發(fā)動(dòng)機(jī)葉片疲勞應(yīng)力表征方法有三種，第一是文獻(xiàn)[12-14]中利用af值與疲勞應(yīng)力的線性關(guān)系，通過(guò)af值表征疲勞應(yīng)力；第二是文獻(xiàn)[9]中利用葉身上任意點(diǎn)振幅與應(yīng)變的線性關(guān)系，通過(guò)葉片振幅表征疲勞應(yīng)力；第三是文獻(xiàn)[15]中利用葉身上的低應(yīng)力水平點(diǎn)與疲勞應(yīng)力最大點(diǎn)的線性關(guān)系去表征疲勞應(yīng)力。由于應(yīng)變片的壽命有限，在葉片共振疲勞試驗(yàn)時(shí)的破壞風(fēng)險(xiǎn)較高，目前較多的是采用振幅和af值去進(jìn)行疲勞應(yīng)力表征。

疲勞應(yīng)力表征方法的確定稱之為標(biāo)定。振幅標(biāo)定通常是指振幅-應(yīng)變標(biāo)定，是在渦輪葉片的第1階固有頻率下，采用不同量級(jí)的正弦定頻激勵(lì)去測(cè)量葉尖附近的振幅和應(yīng)變測(cè)點(diǎn)處的應(yīng)變值，繪制振幅(X軸)和應(yīng)變(Y軸)標(biāo)定曲線，利用最小二乘法擬合，獲得振幅-應(yīng)變標(biāo)定斜率，最后通過(guò)渦輪葉片材料的彈性模量和標(biāo)定斜率計(jì)算疲勞應(yīng)力。而af值標(biāo)定一般是指af值-應(yīng)力標(biāo)定，其標(biāo)定方法與振幅-應(yīng)變標(biāo)定方法類似，獲取的是af值-應(yīng)力標(biāo)定斜率，最后通過(guò)af值計(jì)算疲勞應(yīng)力。

2.2 振幅和af值標(biāo)定對(duì)比

對(duì)于同一批次渦輪葉片的標(biāo)定試驗(yàn)而言，由于葉片加工偏差等因素，葉片相互之間或多或少存在差異。實(shí)際試驗(yàn)時(shí)，人為操作因素會(huì)導(dǎo)致這種差異發(fā)生變化，而這種變化趨勢(shì)無(wú)法獲得，最終導(dǎo)致標(biāo)定斜率真值不能被確切獲得。若將同一批次所有葉片的標(biāo)定斜率均值約定為真值[16]，單個(gè)葉片的標(biāo)定斜率相對(duì)于真值的離散程度，可以反映標(biāo)定方法的穩(wěn)定性和可靠性。

20 ℃環(huán)境溫度下，對(duì)30片渦輪葉片開(kāi)展上述振幅-應(yīng)變標(biāo)定和af值-應(yīng)力標(biāo)定的對(duì)比研究。試驗(yàn)狀態(tài)見(jiàn)圖3。

圖3 試驗(yàn)狀態(tài)Fig.3 Experiment status

通過(guò)兩種標(biāo)定方法獲得了30片渦輪葉片的標(biāo)定斜率如圖4所示。結(jié)果顯示，振幅-應(yīng)變標(biāo)定方法獲得的斜率相對(duì)于約定真值的離散程度更小，偏差位于-2.52%～2.39%之間，而af值-應(yīng)力標(biāo)定方法獲得的斜率對(duì)應(yīng)的偏差位于-3.96%～3.85%之間。與af值相比，振幅作為應(yīng)力表征方法的離散偏差明顯小于小子樣升降法應(yīng)力步長(zhǎng)4%～6%的推薦值[17-18]，不會(huì)因?yàn)楸碚麟x散偏差而掩蓋了升降法的應(yīng)力升降。

圖4 振幅和af值表征方法離散程度對(duì)比Fig.4 Comparison of dispersion degree between amplitude and af value used as characterization of fatigue stress

2.3 振幅和af值高溫標(biāo)定驗(yàn)證

為了驗(yàn)證兩種應(yīng)力表征方法在高溫下的適用性，需進(jìn)行高溫標(biāo)定驗(yàn)證。因高溫應(yīng)變片的敏感柵較大、安裝工藝等限制，兩種標(biāo)定方法的高溫驗(yàn)證所針對(duì)的最大應(yīng)力點(diǎn)位置更改為葉背上容易粘貼高溫應(yīng)變片的平坦位置，具體由進(jìn)氣邊葉根倒圓處更改為葉背靠近葉根倒圓處。所使用的高溫應(yīng)變片為美國(guó)威勢(shì)公司的絲式應(yīng)變片ZC-NC-G1262-120，具體可見(jiàn)圖3。試驗(yàn)溫度為20 ℃、408 ℃、507 ℃、615 ℃、708 ℃、808 ℃、908 ℃。渦輪葉片的高溫標(biāo)定結(jié)果見(jiàn)圖5和表1。

圖5 不同溫度下兩種方法的標(biāo)定斜率Fig.5 Calibration slope of two characterization methods at different temperatures

表1 不同溫度下兩種方法的標(biāo)定偏差Tab.1 Calibration deviation of two characterization methods at different temperatures

結(jié)果顯示采用振幅-應(yīng)變標(biāo)定方法，其標(biāo)定斜率隨溫度變化很小，與常溫相比斜率變化位于±3%以內(nèi)。而采用af值-應(yīng)力標(biāo)定方法，其標(biāo)定斜率隨溫度升高而逐漸降低。將渦輪葉片簡(jiǎn)化成理想的等截面梁，疲勞應(yīng)力與af值滿足下式

(1)

圖6 兩種方法的標(biāo)定斜率和隨溫度變化百分比Fig.6 Calibration slope of two characterization methods and root of elastic modulus at different temperatures

通過(guò)上述研究發(fā)現(xiàn)，利用振幅去表征疲勞應(yīng)力表征離散程度更小，而且可以避免因?yàn)闇u輪葉片材料彈性模量隨溫度變化導(dǎo)致的標(biāo)定計(jì)算偏差。試驗(yàn)時(shí)，可以利用常溫下的振幅-應(yīng)變標(biāo)定方法獲得的最大應(yīng)力點(diǎn)標(biāo)定斜率進(jìn)行高溫下某一疲勞應(yīng)力對(duì)應(yīng)的振幅的計(jì)算，計(jì)算偏差位于±3%以內(nèi)，計(jì)算方法可按照式(2)進(jìn)行

(2)

式中：D為高溫下的振幅值;k為常溫下振幅-應(yīng)變標(biāo)定方法的斜率值;σ為高溫下的疲勞應(yīng)力;E為渦輪葉片材料高溫下的彈性模量。

3 小子樣升降法參數(shù)確定

小子樣升降法測(cè)量中值疲勞極限原理為，通過(guò)獲得服從正態(tài)分布的對(duì)子應(yīng)力去估計(jì)疲勞極限，通常是在中長(zhǎng)壽命區(qū)內(nèi)進(jìn)行測(cè)量，得到的疲勞壽命分散性一般較大。渦輪葉片制造成本昂貴，無(wú)法承受因不合適的初始應(yīng)力水平和應(yīng)力步長(zhǎng)而帶來(lái)的試驗(yàn)成本浪費(fèi)和疲勞數(shù)據(jù)的不可靠。為了讓小子樣升降法的初始應(yīng)力水平更接近真實(shí)的中值疲勞極限，首先采用逐級(jí)加載的方法[19]獲得渦輪葉片的中值疲勞極限預(yù)估值，即若某一初始應(yīng)力水平下渦輪葉片在壽命基數(shù)內(nèi)越出，則繼續(xù)利用該片葉片以一定的應(yīng)力步長(zhǎng)增加應(yīng)力水平進(jìn)行試驗(yàn)，直至某一應(yīng)力水平下該葉片在壽命基數(shù)內(nèi)發(fā)生破壞。出現(xiàn)第一對(duì)相反結(jié)果前的試驗(yàn)數(shù)據(jù)均舍棄，利用最后兩個(gè)相反結(jié)果，計(jì)算最終的疲勞極限預(yù)估值。對(duì)于渦輪葉片而言，逐級(jí)加載法的應(yīng)力水平起點(diǎn)應(yīng)低于疲勞極限預(yù)估值至少2～3級(jí)應(yīng)力水平，應(yīng)力步長(zhǎng)應(yīng)選取得較大，如10%。最后降低應(yīng)力步長(zhǎng)為5%、以獲得的疲勞極限預(yù)估值為初始應(yīng)力水平進(jìn)行小子樣升降法。具體過(guò)程如圖7所示。

圖7 小子樣升降法參數(shù)確定過(guò)程Fig.7 Parameter determination process of small sample lifting method

4 中值疲勞極限測(cè)量結(jié)果

選取渦輪葉片上的最大應(yīng)力點(diǎn)作為疲勞應(yīng)力控制點(diǎn)，采用常溫下振幅-應(yīng)變標(biāo)定方法獲得的最大應(yīng)力點(diǎn)標(biāo)定斜率去計(jì)算振幅和疲勞應(yīng)力的對(duì)應(yīng)關(guān)系，對(duì)11片渦輪葉片分別進(jìn)行某溫度下的首片逐級(jí)加載法和其余渦輪葉片小子樣升降法測(cè)量。逐級(jí)加載法的初始應(yīng)力水平取100 MPa、應(yīng)力步長(zhǎng)取10 MPa，小子樣升降法的初始應(yīng)力水平根據(jù)逐級(jí)加載法的結(jié)果取165 MPa、應(yīng)力步長(zhǎng)取8 MPa。試驗(yàn)結(jié)果如表2所示。

表2 中值疲勞極限測(cè)量結(jié)果Tab.2 Results of median fatigue limit measurement

小子樣升降法的試驗(yàn)結(jié)果按照試驗(yàn)次序繪制各應(yīng)力水平下越出和破壞情況的升降圖，如圖8所示。獲得的升降圖配對(duì)結(jié)果如表3所示。小子樣升降法進(jìn)行了10片葉片的測(cè)量，形成了10個(gè)有效數(shù)據(jù)，構(gòu)成閉合的升降圖，對(duì)子數(shù)為5對(duì)。按照式(3)～(5)分別計(jì)算出本次渦輪葉片某溫度下的中值疲勞極限值為162.60 MPa、標(biāo)準(zhǔn)差為6.69 MPa、變異數(shù)為0.041 1。試驗(yàn)對(duì)子數(shù)滿足標(biāo)準(zhǔn)中誤差限度5%、置信度90%的要求[20]。

圖8 升降圖Fig.8 Up and down chart

表3 配對(duì)結(jié)果Tab.3 Pairing results

(3)

(4)

式中,s為試驗(yàn)數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)差。

(5)

式中,Cv為試驗(yàn)數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)差。

5 結(jié) 論

本文開(kāi)展了某溫度下發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片的振動(dòng)疲勞性能測(cè)試方法研究，得出以下經(jīng)驗(yàn)和結(jié)論：

(1) 建立的試驗(yàn)系統(tǒng)和試驗(yàn)流程可以很好地進(jìn)行該型渦輪葉片的中值疲勞極限測(cè)量，并可為其它類型航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片或零部件的高溫下振動(dòng)疲勞性能測(cè)試提供參考。

(2) 對(duì)于該型渦輪葉片而言，利用振幅去表征疲勞應(yīng)力的離散偏差小于升降法應(yīng)力步長(zhǎng)，而且可以避免因?yàn)闇u輪葉片材料彈性模量隨溫度變化導(dǎo)致的標(biāo)定計(jì)算偏差，其表征偏差位于±3%以內(nèi)。

(3) 以逐級(jí)加載法獲得的該型渦輪葉片疲勞極限預(yù)估值為初始應(yīng)力水平進(jìn)行小子樣升降法，11片渦輪葉片可獲得10個(gè)有效數(shù)據(jù)和5個(gè)對(duì)子數(shù)，極大地提高了試驗(yàn)件的利用率。

(4) 獲得該型渦輪葉片某溫度下的中值疲勞極限為162.60 MPa，標(biāo)準(zhǔn)差為6.69 MPa，變異系數(shù)分別為0.041 1，試驗(yàn)數(shù)據(jù)分散性小。