橋式試件微動疲勞壽命預測與試驗研究

潘容，崔海濤，杜文軍

橋式試件微動疲勞壽命預測與試驗研究

潘容1，崔海濤2，杜文軍1

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；
2.南京航空航天大學能源與動力學院，江蘇南京210016)

對鈦合金橋式試件進行數值分析與微動疲勞試驗研究，提出了用MSWT參數預測裂紋萌生位置的方法和基于MSWT參數的微動疲勞壽命預測模型。試驗結果與斷口分析表明：疲勞裂紋出現在微動試件的接觸區邊緣，與MSWT參數預測的裂紋萌生位置一致。利用橋式試件的微動疲勞試驗數據，獲得了壽命預測模型中的相關參數，并采用相關文獻中燕尾榫連接結構的試驗結果對該預測模型進行了驗證。

MSWT參數；裂紋位置；壽命；鈦合金

11 引言

航空發動機上相當多的構件(如壓氣機/渦輪的榫連接、盤軸安裝邊連接等)都存在著微動磨損，且因微動磨損引發的構件疲勞斷裂事故多次發生。因此，在設計這些關鍵件時，其微動疲勞失效受到廣泛重視。航空發動機的風扇/壓氣機盤和葉片通常采用鈦合金制造，而鈦合金對微動疲勞很敏感，極易發生微動疲勞失效事故。因此，針對長壽命、多次重復使用的航空動力裝置，研究其易發生微動疲勞損壞的結構并采取相應的抗疲勞措施，對保障飛行安全十分重要。英、美等國從20世紀中葉開始研究微動磨損并提出了一系列理論。隨著分析、測試技術的發展，人們不斷揭示出微動運行機制和損傷機制之間的內在規律。國內北京航空航天大學主要研究了鈦合金在常溫、高溫下的微動疲勞及其防護工藝，南京航空航天大學對航空發動機葉片和輪盤榫連接結構也進行了微動疲勞研究。

本文對鈦合金橋式試件進行了微動疲勞理論分析與試驗研究，提出了用MSWT參數預測裂紋萌生位置的方法，并驗證了基于MSWT參數的微動疲勞壽命預測模型，可為航空發動機中榫連接等接觸結構的抗疲勞設計與故障分析提供技術儲備。

2 橋式試件的微動參數

橋式試件主要針對燕尾榫連接接觸疲勞進行模擬，其中微動試件模擬發動機工作葉片榫頭，微動墊模擬發動機輪盤榫槽，如圖1所示。微動試件為普通疲勞試件，其中間兩面分別放置微動墊。試驗時微動試件承受一交變載荷(軸向載荷F)，微動墊在法向載荷(法向力P)作用下緊壓在微動試件表面，從而使微動試件和微動墊在接觸區域發生微動，同時產生摩擦力(剪切力Q)。

圖1 橋式試件結構示意圖Fig.1 Bridge-like specimen configuration

2.1 試驗件及試驗載荷

微動試件和微動墊的材料均為鈦合金TC11，密度為4.48 g/cm3，室溫下的材料性能[1]為：彈性模量E=120 GPa，泊松比μ=0.3，拉伸強度σb＝1 130 MPa，屈服強度σ0.2＝866 MPa。微動試件和微動墊的幾何尺寸如圖2所示。

圖2 橋式試件幾何尺寸(mm)Fig.2 The size of bridge-like specimen

試驗載荷狀態水平和試驗件數量見表1，其中軸向施加載荷比R=0.1的低周載荷。

表1 試件數量和試驗載荷水平Table 1 Specimen amount and test loading

2.2 微動參數分析

微動試件及微動墊的有限元模型如圖3所示，單元為帶厚度的8節點四邊形單元PLANE82。選擇目標單元TARGE169和接觸單元CONTA172在接觸面上建立接觸對，施加約束和載荷進行求解。

圖3 有限元模型Fig.3 Finite element model

模擬試驗狀態3的載荷，有限元分析時在微動墊頂部均布法向載荷，在微動試件一端均布軸向載荷，另一端固支。接觸區域微動墊網格單元長50 μm，微動試件網格單元長40 μm，摩擦系數取0.5。微動接觸副在試驗狀態3下的應力分布如圖4、圖5所示。

由圖4可見，接觸區最大等效應力為871 MPa，主要由法向載荷傳遞到微動試件上引起，出現在接觸區兩邊緣，距接觸中心約2.56 mm。最大接觸壓力位置(見圖5)與最大等效應力的一致，以接觸中心為對稱點沿整個接觸區域呈馬鞍型對稱分布，兩邊高、中間低。

根據臨界面法[2]得出試驗狀態3下MSWT參數在接觸區的分布示意圖(如圖6)，MSWT參數的表達式[2]為：

圖4 P=8 kN、F=30 kN時等效應力圖(MPa)Fig.4 Von Mises stress(P=8 kN,F=30 kN,MPa)

圖5 P=8 kN、F=30 kN時擠壓應力云圖(MPa)Fig.5 Contour of pressurization stress(P=8 kN,F=30 kN,MPa)

圖6 MSWT參數在接觸區域的分布規律Fig.6 Curve of MSWT parameter in contact region

式中：σmax為峰值載荷下接觸區某節點對應的最大等效應力；σmin為谷值載荷下接觸區同一節點對應的最小等效應力；Δεa為循環應變幅；m為材料參數[3]，對于鈦合金，m取0.45。

從圖6中可知，橋式試件接觸區域的微動參數與等效應力的分布規律也一致，在接觸區兩邊緣最大，此處可能為裂紋萌生位置。本文對TC11/TC11接觸副在其余7種微動疲勞試驗狀態下也進行了數值分析，表2為8種狀態下接觸區MSWT參數的最大值，各狀態下參數最大值均出現在接觸區邊緣。

表2 各試驗狀態的MSWT參數最大值Table 2 The maximum of MSWT at various test conditions

3 橋式試件微動疲勞試驗

3.1 試驗原理

微動疲勞試驗的加載方案[4]如圖7所示。整個機械部分通過前后左右4塊連接角鐵依托在SDS50型電液伺服動靜萬能試驗機的兩側立柱上，微動試件裝夾在試驗機夾頭中。微動墊裝夾在微動墊夾持器中，在微動試件的左右側各布置一個。夾持器底座通過螺栓連接在橫向加載裝置平臺上，與整個加載裝置形成整體，保證微動墊夾持緊固。試驗時，液壓缸兩側的活塞桿伸出壓緊微動墊夾持器，使微動墊頂緊在試驗機上，實現法向載荷加載。

圖7 加載設備Fig.7 Loading equipment

3.2 試驗結果

共完成了8種狀態、23套試件的微動疲勞試驗。微動疲勞壽命是根據目視可見裂紋(一般長度為1～2 mm)即停止試驗的循環數。裂紋均出現在微動試件上的接觸區邊緣，試件的裂紋位置如圖8、圖9所示。

圖8 疲勞裂紋位置示意圖Fig.8 Fatigue crack location

圖9 微動試件斷裂照片Fig.9 The photo of fretting specimen fracture

結合前文數值分析結果及試驗表明，MSWT參數預測的裂紋萌生位置與試驗中觀測到的裂紋位置(即接觸邊緣附近)基本一致，采用MSWT參數可有效預測裂紋的萌生位置。表3給出了各試驗狀態下的微動疲勞平均試驗壽命，圖10為根據表3中數據作出的微動疲勞試驗壽命與載荷的關系曲線。從圖10(a)可以看出，軸向載荷為30 kN時，隨著法向載荷的增加，微動疲勞壽命先減小后增加，這可能是由于單種載荷下的試樣數偏少、疲勞壽命分散度偏大所致；軸向載荷為40 kN時，隨著法向載荷的增加，微動疲勞壽命逐漸減小且變化速率相對于軸向載荷為30 kN時更快。從圖10(b)可以看出，在相同的法向載荷作用下，隨著軸向載荷的增加，微動疲勞壽命減小，且法向載荷越大，微動疲勞壽命隨軸向載荷的增加減小得越快。

表3 各試驗狀態下的微動疲勞平均試驗壽命Table 3 The average fretting fatigue life at various test conditions

圖10 微動疲勞壽命與載荷的關系曲線Fig.10 Curve of fretting fatigue life vs loading

3.3 斷口分析

橋式微動疲勞試驗的裂紋均出現在微動試件上(如圖8、圖9所示)，而微動墊由于剛性較大沒有出現裂紋。試驗過程中，由于微動試件和微動墊之間的摩擦，引起材料表面摩擦系數、表面粗糙度等物理特性發生變化，微動作用造成微動墊接觸區材料出現掉屑和剝落現象。對法向載荷為8 kN、軸向載荷分別為30 kN和40 kN的2根試樣拉斷后進行斷口對比。將試件裂紋萌生位置置于最下方，對斷口進行顯微拍照，同時拍攝相應區域的斷口特征，照片如圖11、圖12所示。

圖11 裂紋萌生區域Fig.11 Crack initiation region

圖12 裂紋擴展區域Fig.12 Crack propagation region

目視裂紋萌生區域可以發現，疲勞源區斷口形貌比較平坦、光亮，且呈半圓形或半橢圓形，長度約2 mm，與試驗的停止條件(目視觀測到1～2 mm裂紋)相對應，為典型的疲勞斷口。裂紋萌生區域顏色發暗(對光的反射能力很弱)，為典型的韌性斷裂斷口。疲勞斷口呈多源性，且疲勞源發生在微動試件表面。裂紋擴展主導方向明確，次裂紋在周邊附近。

4 微動疲勞壽命模型的驗證

根據試驗壽命結果，對文獻[2]提出的基于MSWT參數和Coffin-Manson公式[5]的微動疲勞壽命預測模型進行擬合：

式中：σf′為材料疲勞強度系數，b′為疲勞強度指數，εf′為疲勞延性系數，c′為疲勞延性指數，N為疲勞壽命(以循環數計)，n1和n2為壽命常數。

室溫下TC11的σf′＝1 578 MPa，b′＝-0.08，εf′= 1.12，c′=-0.85。對式(2)中n1和n2進行擬合，可簡化為：

式中：m1和m2為壽命常數。根據式(3)和表2中MSWT參數的分析結果，采用表3中8個狀態的試驗數據對式(3)進行擬合，擬合曲線如圖13所示。由此可得到m1和m2的值，則基于MSWT參數的微動疲勞壽命預測模型為：

圖13 壽命預測擬合曲線Fig.13 Fitted curve of life prediction

利用式(4)對文獻[6]中燕尾型榫連接試驗件在3種低周載荷下的微動疲勞壽命進行預測，結果如表4所示。從表中可以看出，基于MSWT參數的壽命預測模型對文獻[6]中燕尾榫試驗件微動疲勞壽命的預測誤差分布在80%以內，且預測壽命小于試驗壽命，這對發動機榫連接設計而言偏安全。

表4 燕尾榫連接試件壽命預測值與試驗值的對比Table 4 The comparison between predicted life and test life of dovetail joint

5 結論

(1)試件裂紋均出現在微動試件上的接觸區邊緣，且微動試件斷口屬典型的疲勞斷口。

(2)MSWT參數預測的裂紋萌生位置與試驗中觀測到的裂紋位置基本一致。

(3)利用燕尾榫的微動疲勞試驗數據對基于MSWT參數的微動疲勞壽命預測模型進行了驗證，且預測壽命小于試驗壽命，這對航空發動機榫連接設計而言偏安全。

[1]中國航空材料手冊編輯委員會.中國航空材料手冊第4卷——鈦合金銅合金[K].2版.北京：中國標準出版社，2001.

[2]潘容，古遠興.微動疲勞壽命預測方法研究[J].燃氣渦輪試驗與研究，2009，22(2)：13—17.

[3]Lykins C D，Mall S，Jain V K.Combined Experimental–Numerical Investigation of Fretting Fatigue Crack Initia?tion[J].Int.J.Fatigue，2001，23(8)：703—711.

[4]崔海濤.橋式微動疲勞試驗研究[D].南京：南京航空航天大學，2009.

[5]Shin K.Role of Plasticity on Fretting Fatigue Behavior of Ti-6Al-4V[R].AFIT/DS/ENY/04-05，2004.

[6]古遠興，溫衛東，崔海濤.燕尾榫連接結構低周微動疲勞壽命預測[J].應用科學學報，2007，25(5)：531—534.

Fretting Fatigue Life Prediction and Test Investigation of Bridge-Like Specimens

PAN Rong1，CUI Hai-tao2，DU Wen-jun1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)

The numerical analysis and fretting fatigue tests for titanium alloy bridge-like specimens have been made.A modified Smith-Watson-Topper(MSWT)parameter approach which is used to predict crack initiation location and the fretting fatigue life model are brought up.The test results and fracture observation show that the fatigue crack origin was located in the contact boundary of the fretting specimens,which was identical with the initiation location that was predicted by the MSWT parameter.Relative parameters in the life prediction model were achieved through the data of bridge-like specimen fretting fatigue tests.Experi?mental results of dovetail joint presented in the literature were used to show validity of the proposed model.

MSWT parameter；crack location；life；titanium alloy

V231.95

A

1672-2620(2012)02-0043-06

2011-07-07；

2012-03-28

潘容(1981-)，女，四川瀘州人，工程師，碩士，主要從事航空發動機強度壽命研究工作。