兩種材料旋翼軸低周疲勞試驗(yàn)分析

摘" 要：在不改變結(jié)構(gòu)尺寸的情況下，為驗(yàn)證鈦合金TC18是否可以替代傳統(tǒng)材料15-5PH應(yīng)用于直升機(jī)旋翼軸，該文對(duì)2種材料的旋翼軸進(jìn)行試驗(yàn)對(duì)比分析，結(jié)果表明TC18材料的旋翼軸低周疲勞壽命較低。因此當(dāng)選材為T(mén)C18時(shí)，需優(yōu)化結(jié)構(gòu)特征，提升疲勞壽命裕度，才能滿足壽命要求。

關(guān)鍵詞：旋翼軸；TC18；15-5PH；疲勞壽命；鈦合金

中圖分類(lèi)號(hào)：V275.1" " " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " " " " 文章編號(hào)：2095-2945（2023）19-0071-04

Abstract： In order to verify whether titanium alloy TC18 can replace the traditional material 15-5PH to be used in helicopter rotor shaft without changing the structure size， the rotor shafts of the two materials are tested and compared in this paper. the results show that the low cycle fatigue life of TC18 material is low. Therefore， when TC18 is used， it is necessary to optimize the structural characteristics and improve the fatigue life margin in order to meet the life requirements.

Keywords： rotor shaft; TC18; 15-5PH; fatigue life; titanium alloy

旋翼軸是直升機(jī)動(dòng)力裝置最關(guān)鍵的零件之一，其連接主減速器和旋翼，傳遞旋翼升力和功率，其工作的可靠性直接影響飛機(jī)的安全[1]。直升機(jī)旋翼軸的受載情況非常復(fù)雜，主要承受主減速器輸入的扭矩、旋翼傳來(lái)的氣動(dòng)載荷、直升機(jī)機(jī)動(dòng)飛行引起的機(jī)動(dòng)載荷等。

為驗(yàn)證強(qiáng)度性能接近的新型鈦合金材料（TC18）是否能直接替代傳統(tǒng)鋼材料（15-PH）作為旋翼軸的材料，以減輕重量，本文對(duì)2種材料旋翼軸進(jìn)行了低周疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證。結(jié)果表明：在旋翼軸構(gòu)型相同的情況下，選材為T(mén)C18的旋翼軸壽命較選材為傳統(tǒng)材料15-5PH的旋翼軸偏低。因此，旋翼軸考慮更換為T(mén)C18新型鈦合金時(shí)，需優(yōu)化原有結(jié)構(gòu)特征，以滿足壽命指標(biāo)要求。

1" 鈦合金旋翼軸特征

旋翼軸的強(qiáng)度要求較高，該零件常用的材料為高強(qiáng)度合金鋼，如9310、4340等，少數(shù)旋翼軸為適應(yīng)海洋環(huán)境的使用，選用耐腐蝕性能更好的材料，如15-5PH。為滿足輕量化的要求，旋翼軸需更輕質(zhì)的鈦合金材料替代，如Ti-1300、TC4、TC18等鈦合金材料具有比強(qiáng)度高、耐腐蝕性能和低溫性能好、熱強(qiáng)度高等優(yōu)點(diǎn)，是航空航天工業(yè)中重要結(jié)構(gòu)的首選材料。從結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度、壽命分析，鈦合金TC18材料的強(qiáng)度水平與鋼材15-5PH較為接近，且鈦合金TC18是一種高強(qiáng)度、高合金化的α-β兩相合金，在退火狀態(tài)其α相和β相的數(shù)量相等，也是退火狀態(tài)下強(qiáng)度最高的鈦合金，被用于制造飛機(jī)大型承力構(gòu)件[2]。因此，可以考慮使用TC18鈦合金替代傳統(tǒng)材料15-5PH。

從加工性能方面，鈦合金的工藝性比傳統(tǒng)的鋼制材料的工藝性偏弱。鈦合金的切削加工具有以下特點(diǎn)：①鈦合金變形系數(shù)小于或接近等于1，切屑在前刀面上滑動(dòng)摩擦的路程大大增加，加速刀具磨損；②切削溫度高，鈦合金的導(dǎo)熱系數(shù)小，切屑與前刀面的接觸長(zhǎng)度短，切削時(shí)產(chǎn)生的熱量不易傳出，集中在切削區(qū)和切削刃附近的較小范圍內(nèi)，導(dǎo)致切削溫度高；③單位面積上的切削力大，由于切屑與前刀面的接觸長(zhǎng)度短，單位接觸面積上的切削力大，容易造成崩刃。同時(shí)鈦合金的彈性模量小，加工時(shí)在徑向力作用下易產(chǎn)生彎曲變形，引起振動(dòng)，加大刀具磨損并影響零件的加工精度；④冷硬現(xiàn)象嚴(yán)重，由于鈦的化學(xué)活性大，在高的切削溫度下，很容易吸收空氣中的氧和氮形成硬而脆的外皮，同時(shí)切削過(guò)程中的塑性變形也會(huì)造成表面硬化，降低零件的疲勞強(qiáng)度。從以上分析可知，鈦合金的工藝性較差，旋翼軸上的結(jié)構(gòu)要素一般包括螺紋、花鍵、軸承配合圓柱段、內(nèi)孔，軸承配合圓柱段對(duì)表面精度要求較高，一般情況下需要磨削，而鈦合金質(zhì)地偏軟，該項(xiàng)圓柱面磨削工藝仍待工藝攻關(guān)。其他類(lèi)型結(jié)構(gòu)要素加工工藝均比較成熟，鈦合金旋翼軸的加工可以實(shí)現(xiàn)。

零件表面強(qiáng)化處理工藝通常可改善零件的疲勞性能[3]，增加零件的防護(hù)能力。鋼制件的旋翼軸常用的表面強(qiáng)化處理工藝包括噴丸、陽(yáng)極化等，該類(lèi)工藝不適用于鈦合金旋翼軸，根據(jù)型號(hào)研制經(jīng)驗(yàn)可采用其他替代方法，實(shí)現(xiàn)改善其疲勞性能的作用。

通過(guò)對(duì)高強(qiáng)度鈦合金力學(xué)特性、加工工藝、表面處理工藝的分析，使用新型材料鈦合金TC18替代傳統(tǒng)材料15-5PH成為一種可行方案。由于對(duì)于大多數(shù)結(jié)構(gòu)鋼而言，疲勞缺口敏感度約為0.6～0.8，鈦合金在大多數(shù)情況下的疲勞缺口敏感度約為1.0，鈦合金對(duì)缺口的敏感略大于結(jié)構(gòu)鋼[4]，因此需通過(guò)試驗(yàn)手段驗(yàn)證材料強(qiáng)度性能相當(dāng)?shù)拟伜辖鹋c金屬材料的旋翼軸疲勞壽命是否一致。

2" 有限元分析

某旋翼軸的結(jié)構(gòu)示意如圖1所示，旋翼軸仿真模型結(jié)構(gòu)及幾何尺寸均相同，選材分別為傳統(tǒng)材料高強(qiáng)度鋼15-5PH、新材料鈦合金TC18，試驗(yàn)載荷見(jiàn)表1。

旋翼軸有限元模型采用十節(jié)點(diǎn)四面體單元?jiǎng)澐志W(wǎng)格，單元數(shù)414 373個(gè)，節(jié)點(diǎn)數(shù)710 024個(gè)，載荷作用點(diǎn)為槳轂中心，包括軸向力、扭矩、彎矩、剪力4種載荷，在下端花鍵處止扭，通過(guò)軸承支撐約束其軸向及徑向位移。

高強(qiáng)度鋼15-5PH、鈦合金TC18兩種選材旋翼軸計(jì)算獲得的最大主應(yīng)力分別為570、550 MPa，應(yīng)力云圖如圖2所示，2種材料旋翼軸最大主應(yīng)力水平相當(dāng)。最大主應(yīng)力均發(fā)生在靠近軸承支撐的倒角處，該部位彎矩載荷最大，且該倒角位置處存在應(yīng)力集中，應(yīng)力梯度大，其余位置應(yīng)力均遠(yuǎn)小于該處應(yīng)力。對(duì)該位置應(yīng)力進(jìn)行強(qiáng)度校核，滿足設(shè)計(jì)要求，其低周疲勞壽命還需進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。

3" 旋翼軸低周疲勞試驗(yàn)

3.1" 低周疲勞試驗(yàn)方案

2種材料旋翼軸試驗(yàn)件結(jié)構(gòu)尺寸相同，對(duì)2件試驗(yàn)件使用相同的試驗(yàn)方案考核其低周疲勞壽命，采用通用的旋翼軸疲勞試驗(yàn)方案進(jìn)行試驗(yàn)[1]，如圖3所示。通過(guò)8路液壓伺服加載系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)表1試驗(yàn)載荷的施加，載荷譜如圖4所示。其中F1、F2、F3、F4對(duì)應(yīng)的伺服作動(dòng)器合成實(shí)現(xiàn)軸向力FZ和圍繞軸心旋轉(zhuǎn)的彎矩MY的施加，F(xiàn)5、F6對(duì)應(yīng)的伺服作動(dòng)器合成實(shí)現(xiàn)一個(gè)圍繞軸心旋轉(zhuǎn)的剪力FX的施加，F(xiàn)7、F8對(duì)應(yīng)的伺服作動(dòng)器合成實(shí)現(xiàn)扭矩MZ的施加。各項(xiàng)載荷均施加到旋翼軸槳轂中心，且彎矩和剪力以相同關(guān)系（效果疊加）旋轉(zhuǎn)加載。

對(duì)于剛度較強(qiáng)的試驗(yàn)件進(jìn)行低周疲勞試驗(yàn)時(shí)，各路載荷協(xié)調(diào)性較好，加載頻率較高，而對(duì)于剛性較弱的試驗(yàn)件，當(dāng)加載頻率較高時(shí)，試驗(yàn)實(shí)施載荷無(wú)法滿足精度要求，可適當(dāng)降低加載頻率，該方法不影響試驗(yàn)效果。本試驗(yàn)2件試驗(yàn)件加載方案及試驗(yàn)載荷均一致，但是由于2種材料試驗(yàn)件的剛性不同，會(huì)選用不同的試驗(yàn)加載頻率，鈦合金旋翼軸剛性較弱，試驗(yàn)時(shí)可適當(dāng)降低加載頻率以滿足加載精度要求。

在試驗(yàn)過(guò)程中通過(guò)對(duì)旋翼軸軸管位置粘貼應(yīng)變計(jì)實(shí)現(xiàn)應(yīng)變實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)，并將測(cè)量結(jié)果與理論計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，以驗(yàn)證載荷施加的準(zhǔn)確性。軸向力應(yīng)變計(jì)算公式見(jiàn)式（1）、扭矩應(yīng)變計(jì)算公式見(jiàn)式（2）、彎矩應(yīng)變計(jì)算公式見(jiàn)式（3），應(yīng)變粘貼位置選在旋翼軸軸管外壁光滑平直處粘貼，2件試驗(yàn)件的貼片位置保持一致，且應(yīng)變計(jì)的選型相同。

在疲勞試驗(yàn)前進(jìn)行標(biāo)定，分別單獨(dú)施加軸向力、扭矩、彎矩，對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行應(yīng)變測(cè)試，標(biāo)定試驗(yàn)過(guò)程中注意避免加載載荷干涉，因載荷干涉會(huì)影響標(biāo)定應(yīng)變測(cè)量精度。

式中：D、d分別為應(yīng)變片粘貼部位外徑和內(nèi)徑，E、μ分別為旋翼軸材料的彈性模量和泊松比。FZ、MZ、MY分別為軸向力、Z向扭矩，Y向彎矩。

3.2" 低周疲勞試驗(yàn)結(jié)果

試驗(yàn)前對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行標(biāo)定測(cè)試，測(cè)量旋翼軸軸管處應(yīng)變值，將2件試驗(yàn)件的應(yīng)變測(cè)量值與理論值進(jìn)行對(duì)比，標(biāo)定應(yīng)變對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表2。鈦合金TC18旋翼軸向力、扭矩、彎矩的應(yīng)變理論值與實(shí)測(cè)值與15-5PH旋翼軸相比差異較大，這是由于TC18材料剛性較低導(dǎo)致。對(duì)比2種材料旋翼軸的試驗(yàn)應(yīng)變實(shí)測(cè)值與計(jì)算應(yīng)變理論可知，測(cè)試值與理論值一致性較好，驗(yàn)證了試驗(yàn)加載方案的正確性。

按照相同的試驗(yàn)載荷及試驗(yàn)方案進(jìn)行低周疲勞試驗(yàn)，2件試驗(yàn)件的低周疲勞試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表3。從試驗(yàn)結(jié)果看出，15-5PH旋翼軸的低周疲勞進(jìn)行至16.9萬(wàn)次后未失效，而TC18旋翼軸的循環(huán)次數(shù)僅為6.8萬(wàn)次即出現(xiàn)裂紋，壽命差異明顯。使用縮減公式（4）對(duì)2件試驗(yàn)件進(jìn)行疲勞壽命評(píng)估，將疲勞次數(shù)使用壽命縮減方法計(jì)算出飛行小時(shí)（FH），可知15-5H旋翼軸壽命達(dá)到7 058 FH，而TC18旋翼軸壽命僅為2 843 FH。盡管15-5PH和TC18的材料強(qiáng)度性能相當(dāng)，但2件旋翼軸低周疲勞壽命差異較大。

15-5PH旋翼軸壽命達(dá)到7 058 FH后試驗(yàn)件未失效，因壽命已滿足設(shè)計(jì)要求，不再繼續(xù)進(jìn)行試驗(yàn)。而鈦合金TC18旋翼軸試驗(yàn)至失效，壽命僅2 843 FH，裂紋位置處于靠近軸承支撐的倒角處如圖3所示，裂紋形貌如圖5所示，裂紋斷口切開(kāi)照片如圖6所示，失效位置與有限元計(jì)算最大應(yīng)力位置一致，經(jīng)斷口分析，該處裂紋為彎矩引起的疲勞裂紋，在扭矩載荷的作用下，從疲勞裂紋處迅速向兩側(cè)45°擴(kuò)張，最終發(fā)生過(guò)載破壞。

SL=N/（n×A）" ，" " " （4）

式中：SL為疲勞壽命（FH）；n為每飛行小時(shí)的地-空-地循環(huán)次數(shù)，依據(jù)載荷譜，取4次/h；N為疲勞試驗(yàn)有效循環(huán)次數(shù)（次）；A為零件的壽命縮減系數(shù)，試驗(yàn)件數(shù)為1時(shí)，壽命縮減系數(shù)取值為6。

經(jīng)過(guò)以上的低周疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證，15-5PH材料的旋翼軸壽命大于7 058 FH，而TC18旋翼軸壽命嚴(yán)重偏低，僅有2 843 FH。依據(jù)標(biāo)定應(yīng)變結(jié)果，2件試驗(yàn)件的測(cè)量應(yīng)變與理論計(jì)算應(yīng)變值基本一致，可以說(shuō)明該試驗(yàn)方案準(zhǔn)確，斷口分析鈦合金旋翼軸失效原因?yàn)槠谑А?/p>

4" 結(jié)論

本文對(duì)選材性能相當(dāng)?shù)?5-5PH和TC18兩種材料旋翼軸進(jìn)行了分析和低周疲勞壽命試驗(yàn)驗(yàn)證，形成結(jié)論如下。

1）通過(guò)與應(yīng)力計(jì)算結(jié)果對(duì)比，TC18旋翼軸裂紋位置出現(xiàn)在大應(yīng)力點(diǎn)處，與計(jì)算結(jié)果吻合，該部位為旋翼軸的薄弱部位，建議在設(shè)計(jì)中重點(diǎn)關(guān)注應(yīng)力集中位置，并對(duì)此局部的加工質(zhì)量進(jìn)行嚴(yán)格控制。

2）彎矩載荷對(duì)旋翼軸應(yīng)力水平影響顯著，旋翼軸低周疲勞壽命試驗(yàn)驗(yàn)證需從載荷譜輸入到試驗(yàn)實(shí)施過(guò)程，精準(zhǔn)考慮彎矩載荷對(duì)試驗(yàn)件壽命的影響。

3）15-5PH和TC18的強(qiáng)度性能相當(dāng)，相同結(jié)構(gòu)和幾何尺寸的2種材料旋翼軸進(jìn)行試驗(yàn)對(duì)比分析，結(jié)果表明相同結(jié)構(gòu)的2種材料旋翼軸，TC18旋翼軸疲勞壽命偏低。因此，旋翼軸考慮更換為T(mén)C18新型鈦合金時(shí)，需優(yōu)化原有結(jié)構(gòu)特征，增強(qiáng)構(gòu)件的強(qiáng)度，以滿足壽命指標(biāo)要求。

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第一作者簡(jiǎn)介：潘梨花（1993-），女，碩士，工程師。研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)與直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與試驗(yàn)技術(shù)。