鈦合金航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(xué)，河南洛陽471003）

0 前言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的“心臟”，其重要性不言而喻，隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)推重比和渦前溫度的不斷提高、壓氣機(jī)和渦輪級(jí)數(shù)的逐漸減少，發(fā)動(dòng)機(jī)零件的工作條件變得更為復(fù)雜和苛刻[1]，對(duì)那些能滿足工作要求的的先進(jìn)材料的依賴也越來越強(qiáng)烈。這就要求這些先進(jìn)材料必須具有輕質(zhì)、高強(qiáng)、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(dòng)機(jī)壓氣機(jī)輪盤、葉片等部件，可以大大減輕結(jié)構(gòu)的重量，顯著提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比和使用性能[2-3]。

整體葉盤是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要組成部分，擔(dān)負(fù)著能量轉(zhuǎn)化的重任，是發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵轉(zhuǎn)動(dòng)部件之一[4]。對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)來說，疲勞斷裂是最常見的一種失效模式，由于航空發(fā)動(dòng)機(jī)服役環(huán)境的溫度較高，高壓壓氣機(jī)的鈦合金葉片所承受的溫度可達(dá)到600℃[5]。因此研究鈦合金航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(qiáng)化處理來提高金屬零部件表面的性能，它能夠改善機(jī)械零件和結(jié)構(gòu)的表面性能，提高疲勞強(qiáng)度和耐磨性能，進(jìn)而有效抑制表面疲勞和破壞的產(chǎn)生。基于對(duì)鈦合金葉片高溫疲勞壽命和開裂機(jī)理的研究有了一定認(rèn)識(shí)后，國內(nèi)外的一些學(xué)者嘗試將表面強(qiáng)化技術(shù)應(yīng)用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片制造過程，進(jìn)而對(duì)表面處理后的葉片的高溫疲勞行為進(jìn)行了相關(guān)的探索和研究。

1 國內(nèi)外對(duì)鈦合金航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片高溫疲勞行為的研究

由工作環(huán)境所致，發(fā)動(dòng)機(jī)葉片在工作中會(huì)受到高周載荷、低周載荷和高低周復(fù)合載荷等不同載荷的作用。為了對(duì)其服役時(shí)的疲勞行為有一個(gè)較為清晰的認(rèn)識(shí)，國內(nèi)外的許多學(xué)者對(duì)此分別進(jìn)行了相關(guān)研究。

沈陽航空工業(yè)學(xué)院的王向平等人經(jīng)過研究，證明了航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪葉片在工作中處于多軸應(yīng)力應(yīng)變的狀態(tài)和非比例加載過程[6]。大連理工大學(xué)的彭立強(qiáng)[7]等人嘗試對(duì)服役狀態(tài)下的航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的疲勞壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)，但由于常用的Manson-Coffin方程的Morrow公式和SWT（Smith-Watson-Topper）公式在對(duì)非比例加載過程的工件的壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)時(shí)都存在較為嚴(yán)重的偏差，不能很好地與實(shí)際壽命相匹配。北京工業(yè)大學(xué)的尚德廣[8]等人基于臨界面法提出一個(gè)與加載路徑無關(guān)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(yīng)變幅和法向正應(yīng)變幅兩個(gè)參量，即考慮了非比例加載下的附加硬化的正應(yīng)變，因此，它適用于發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的非比例加載情況。彭立強(qiáng)等人在參考多軸疲勞損傷參量后對(duì)Manson-Coffin多軸疲勞預(yù)測(cè)方程和SWT公式進(jìn)行修正，并在修正后的公式的基礎(chǔ)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(yù)測(cè)方法

式中 σn，max為臨界面上最大法向正應(yīng)力為臨界面上最大法向應(yīng)變幅；為相鄰兩個(gè)最大剪切應(yīng)變折返點(diǎn)間法向應(yīng)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(qiáng)等人重新得到的公式計(jì)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(jì)算結(jié)果次之，而SWT修正計(jì)算結(jié)果最保守。與葉片實(shí)際疲勞破壞相比較，上述公式的計(jì)算結(jié)果與實(shí)際情況最吻合，驗(yàn)證了該高溫多軸疲勞損傷計(jì)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(xué)的張俊紅[9]等人通過以TC4為實(shí)驗(yàn)材料，對(duì)高周疲勞下鈦合金葉片的壽命進(jìn)行預(yù)測(cè)以及可靠性分析。研究者把飛機(jī)的飛行環(huán)境簡(jiǎn)化為加速、巡航和減速。結(jié)果顯示，無論在哪種工作環(huán)境下，葉片根部位置所受的應(yīng)力都是最大的，根據(jù)損傷累計(jì)原理，葉片根部在每個(gè)周期內(nèi)所受的損傷也是最大的，因此認(rèn)為根部是發(fā)動(dòng)機(jī)葉片最危險(xiǎn)的部分。同時(shí)，基于COX模型把葉盤厚度、葉盤重量、平均應(yīng)力以及抗拉強(qiáng)度等考慮在內(nèi)，指出了平均應(yīng)力是加速斷裂進(jìn)程的唯一因素。

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

南京航空航天大學(xué)劉紅彬等人[10]按照GB/T6398的有關(guān)要求，以TC11為實(shí)驗(yàn)材料在高低周復(fù)合載荷下進(jìn)行了疲勞裂紋擴(kuò)展情況的試驗(yàn)，主要研究了TC11材料高低周復(fù)合疲勞裂紋擴(kuò)展規(guī)律。劉紅彬等人認(rèn)為高周應(yīng)力比、總應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值對(duì)裂紋擴(kuò)展速率影響較明顯；在應(yīng)力強(qiáng)度因子幅值達(dá)到裂紋擴(kuò)展門檻值條件下，疊加在低循環(huán)載荷上的振動(dòng)載荷會(huì)引起裂紋快速擴(kuò)展。如圖1、圖2所示為低周載荷、高周載荷以及高低周復(fù)合載荷對(duì)裂紋擴(kuò)展速率的影響。但是，由于實(shí)驗(yàn)條件的限制，只得出了低周和高低周復(fù)合載荷條件下裂紋擴(kuò)展門檻值的大致范圍，其精確值還需進(jìn)一步實(shí)驗(yàn)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?qū)︹伡扳伜辖鸲噍S疲勞的影響，采用的試樣為純鈦和鈦合金B(yǎng)T9。對(duì)比發(fā)現(xiàn)非比例加載會(huì)明顯導(dǎo)致試樣疲勞壽命的縮短。通過把 Von Mises 等價(jià)原則、FS（Fatemi Socie）臨界面參數(shù)以及線性累積損傷準(zhǔn)則結(jié)合在一起能夠很好地預(yù)測(cè)低周多軸循環(huán)的疲勞壽命，其所得到的預(yù)測(cè)值于試驗(yàn)所得壽命值能夠很好地相符，預(yù)測(cè)的疲勞平面也與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致。

圖1 HCF與L-HCCF的裂紋擴(kuò)展速率比較

圖2 LCF與L-HCCF的裂紋擴(kuò)展速率比較

德國的P.Schallow等人[12]主要對(duì)一種γ-TiAl（Ti含量為46.5%）材料在高溫和熱機(jī)械狀態(tài)的高溫疲勞行為進(jìn)行研究。熱機(jī)械疲勞試驗(yàn)的溫度為500℃～750℃，試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，處于拉伸狀態(tài)的試樣由韌性向脆性轉(zhuǎn)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(shí)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(shí)高低周復(fù)合疲勞行為，選用的實(shí)驗(yàn)材料為Ti6242。采用的試樣如圖3所示，實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖4所示，復(fù)合疲勞的試樣的開裂時(shí)間明顯早于高周疲勞的試樣，因此，在葉片的設(shè)計(jì)中必須把葉片在工作中所受的復(fù)合疲勞考慮在內(nèi)，尤其是在有倒圓角的情況下。而高周疲勞在高循環(huán)應(yīng)力比（R=0.8）時(shí)可以忽略不計(jì)，但對(duì)于幾何學(xué)的影響還有待進(jìn)一步研究。

圖3 試樣

2 國內(nèi)外對(duì)提高鈦合金葉片的高溫疲勞性能方法的研究

在對(duì)葉片服役時(shí)的疲勞行為有了一些認(rèn)識(shí)后，考慮到表面處理能夠細(xì)化晶粒，改善金屬材料的機(jī)械性能，國內(nèi)外學(xué)者開始嘗試采用一些表面處理的方法來加工航空發(fā)動(dòng)機(jī)的葉片，并對(duì)此做出了很多研究。

國內(nèi)的王欣等人[14]對(duì)Ti60鈦合金進(jìn)行相同噴丸強(qiáng)度和不同表面覆蓋率（100%、200%、400%）的噴丸強(qiáng)化，研究了噴丸前后的表面形貌（見圖5）、表面粗糙度、殘余應(yīng)力場(chǎng)、X射線衍射峰半高寬等表面完整性特征參數(shù)以及其對(duì)高溫疲勞壽命的影響。結(jié)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(duì)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(yàn)材料分別對(duì)其進(jìn)行了傳統(tǒng)噴丸（SP）和不需涂層的激光噴丸（LPwC）處理，結(jié)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?yàn)榻?jīng)激光噴丸得到的殘余應(yīng)力值更大，殘余應(yīng)力層更深，比傳統(tǒng)噴丸得到的殘余應(yīng)力能夠更長(zhǎng)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(duì)TC4分別進(jìn)行了深度軋制和激光沖擊表面處理，以驗(yàn)證在22℃～550℃內(nèi)表面處理對(duì)鈦合金葉片的疲勞行為的影響，同時(shí)對(duì)這兩種表面處理在不同的溫度下對(duì)葉片疲勞行為的影響作出對(duì)比（見圖7）。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，在所測(cè)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(huì)逐漸消失，這主要是由于壓縮殘余應(yīng)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(jié)構(gòu)

3 結(jié)論

根據(jù)上述研究，主要包括對(duì)葉片服役狀態(tài)下壽命的預(yù)測(cè)以及對(duì)疲勞裂紋的擴(kuò)展情況的研究可以得出以下結(jié)論：

（1）在疲勞壽命預(yù)測(cè)方面，國內(nèi)外學(xué)者采用不同的模型所預(yù)測(cè)到的疲勞壽命與實(shí)際壽命吻合度很高，但對(duì)于疲勞裂紋的擴(kuò)展方面研究，由于實(shí)驗(yàn)條件的限制，只測(cè)到了裂紋擴(kuò)展的門檻值的大致范圍，其精確值還需進(jìn)一步研究。

（2）表面強(qiáng)化處理確實(shí)能夠起到細(xì)化晶粒，提高鈦合金葉片的抗疲勞強(qiáng)度的作用。

[1]蔡建明，張華，黃旭，等.600℃時(shí)鈦合金高溫低循環(huán)疲勞行為及其微觀機(jī)理[J].中國有色金屬學(xué)報(bào)，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(biāo)準(zhǔn)發(fā)展綜述[J].航空標(biāo)準(zhǔn)化與質(zhì)量，2010（237）：30-33.

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

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

[5]霍武軍，孫護(hù)國.航空發(fā)動(dòng)機(jī)鈦火故障及防護(hù)技術(shù)[J].航空科學(xué)技術(shù)，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(dòng)機(jī)零部件壽命預(yù)測(cè)中的應(yīng)用[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報(bào)，2004，21（4）：1-4.

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

[8]尚德廣，王德俊.多軸疲勞強(qiáng)度[M].北京：科學(xué)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(kuò)展特性研究[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)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(qiáng)，等.噴丸表面覆蓋率對(duì)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.