基于材料疲勞特性的零部件低周疲勞試驗載荷修正

柏漢松，曹航

（中國航發沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

基于材料疲勞特性的零部件低周疲勞試驗載荷修正

柏漢松，曹航

（中國航發沈陽發動機設計研究所，沈陽110015）

航空發動機零部件低周疲勞試驗時，由于試驗溫度與發動機實際工作環境溫度不一致，需要對載荷進行修正。基于材料疲勞特性數據，給出了一種疲勞試驗的載荷修正方法。該方法可綜合考慮循環次數、循環類型、應力集中、循環硬化/軟化等材料特性的影響，相比以往依據極限強度進行載荷修正的方法更為全面、合理。同時，給出了基于材料疲勞特性進行載荷修正的流程圖，通過實例介紹了該方法在低周疲勞試驗載荷修正中的應用。

航空發動機；載荷修正；低周疲勞；應力集中；循環硬化/軟化；極限強度

1　引言

航空發動機主要零部件在工作中需長期承受復雜交變載荷的作用，高應力（應變）水平下的疲勞破壞模式需要在部件設計和試驗驗證中予以考慮。但由于受到試驗器條件限制，在試驗器上進行零部件低周疲勞試驗時，很難完全模擬發動機工作的真實高溫環境，因此通常對載荷進行修正以使在室溫下進行的疲勞試驗更為合理。《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范》［1］中明確要求疲勞試驗時需考慮試驗溫度下的材料特性，為此需要對疲勞試驗載荷進行調整。在零部件工作溫度沒有高到蠕變問題變得突出及其自身殘余應力不足以產生大的影響的條件下，通過調整載荷的方法在室溫下進行的疲勞試驗其損傷與真實高溫環境下的相當。

國內蔡力勛等［2-4］通過標準試樣的疲勞性能試驗研究，得出了多種材料疲勞特性與溫度的關系，但這些試驗數據如何在零部件疲勞試驗中加以應用，相關文獻報道較少。在載荷調整方法方面，目前工程上通常采用不同溫度下材料的極限拉伸強度比值對疲勞試驗用載荷進行修正，因這種方法簡單且對材料性能數據的要求較少而被廣泛使用。但這種載荷修正方法未考慮不同溫度下循環次數、循環類型、應力集中、循環硬化/軟化等影響材料疲勞性能的因素，具有很大的局限性，可能導致載荷修正過大或過小。本文通過研究航空發動機上常用的鈦合金和高溫合金材料在不同溫度下的疲勞性能數據特點，提出一種綜合考慮上述影響的載荷修正方法，使修正過程更為全面、合理。

2　利用極限強度進行的載荷修正

以往由于材料疲勞性能數據匱乏，航空發動機零部件在室溫替代實際高溫環境進行疲勞試驗時，通常采用兩種溫度下的極限強度比值作為載荷修正系數：

式中：σb試驗溫度、σb工作溫度分別為試驗溫度和工作溫度下材料的極限強度。

獲得載荷修正系數后，將實際高溫環境下的工作載荷乘以載荷修正系數，即可得到試驗溫度條件下的疲勞試驗載荷。

3　利用疲勞數據進行的載荷修正

隨著材料基礎研究投入的增加，可獲得的材料疲勞性能數據大大增加。為此，可利用材料試驗獲得的S-N曲線直接進行載荷修正，解決利用極限強度進行載荷修正的不足。

3.1疲勞循環次數的影響

由于材料的疲勞強度隨循環次數變化，因此采用不同循環數的疲勞強度進行修正獲得的載荷修正系數會不同。表1給出了航空發動機機匣、輪盤等主要零部件常用的三種材料（ZTC4、TC17、優質GH4169）［5］，在理論應力集中系數Kt=1、應變比R=-1時，利用極限強度和疲勞強度兩種方法獲得的載荷修正系數。圖1～圖3給出了三種材料的載荷修正關系。可見，依據極限強度得到的載荷修正系數是一個定值，而依據疲勞強度得到的載荷修正系數是一個范圍值，隨循環次數變化。TC17和優質GH4169材料的載荷修正系數變化不大，而ZTC4材料的變化范圍較大，是ZTC4材料在20℃和300℃兩種條件下的S-N曲線規律不一致所致。相對于依據極限強度所得的載荷修正系數，依據疲勞強度得到的載荷修正系數ZTC4的偏小，TC17的較為接近，而優質GH4169的偏大。

表1　利用不同方法獲得的載荷修正系數列表（Kt=1、R=-1）Table 1 Load correction coefficient by different methods（Kt=1、R=-1）

圖1　ZTC4的載荷修正系數（300℃修正到20℃）Fig.1 The load correction coefficient of ZTC4（300℃to 20℃）

圖2　TC17的載荷修正系數（300℃修正到20℃）Fig.2 The load correction coefficient of TC17（300℃to 20℃）

3.2疲勞循環類型的影響

航空發動機零部件所受低周疲勞載荷以脈動循環（R=0）為主，而目前材料手冊中的疲勞數據大多只提供對稱循環（R=-1）疲勞性能數據，為此，本文比較了不同循環類型下的載荷修正系數，見表2。

圖3　優質GH4169的載荷修正系數（600℃修正到400℃）Fig.3 The load correction coefficient of high-quality GH4169（600℃to 400℃）

圖4　優質GH4169不同循環類型載荷修正系數（650℃修正到450℃）Fig.4 The load correction coefficient of high-quality GH4169 for different cyclic types（650℃to 450℃）

表2　不同循環類型影響的載荷修正系數Table 2 Load correction coefficient for different cyclic types

從表2中可見，ZTC4、優質GH4169的載荷修正系數在不同循環類型條件下較為接近，分析認為在不同循環類型條件下循環的滯后回線的形狀比較接近，只是脈動循環的滯后回線相對于對稱循環的滯后回線沿應變軸進行了平移［6］，不影響載荷修正系數。優質GH4169在450℃、650℃下較全面地完成了不同循環類型的疲勞性能測試（圖4），如將650℃修正到450℃，只要循環數確定，可以認為脈動循環與對稱循環兩種循環類型下的載荷修正系數近似相等，誤差小于5%。從表2中還可看出，TC17兩種循環類型獲得的修正系數差異較大，原因是TC17在對稱循環類型下20℃時的疲勞強度比200℃低，這與材料疲勞性能隨溫度變化的一般規律完全相反。因此，需要根據零件的循環類型來選擇相同循環類型的疲勞性能數據進行修正，否則易帶來較大誤差。

3.3應力集中的影響

航空發動機零部件由于低周疲勞而發生破壞的位置一般存在應力集中，因此零部件低周疲勞試驗一定要考慮應力集中對載荷修正的影響。為此，選用三種材料在Kt=3條件下循環5×103次疲勞數據進行分析，從表3中的數據看，有無應力集中對最終載荷修正系數的確定有著非常明顯的影響，且從趨勢上看考慮應力集中時載荷修正系數會降低。

3.4疲勞循環硬化/軟化的影響

從表1中三種材料依據疲勞強度獲得的載荷修正系數看，相對于TC17、優質GH4169，因循環數不同ZTC4的載荷修正系數范圍更大。進一步分析認為，是由于ZTC4在20℃表現出循環軟化的特征，而在300℃表現出循環硬化的特征所致（圖5，ε為應變幅）。因此，當ZTC4加工而成的零部件在進行低周疲勞試驗時，如果有多個循環載荷譜，其載荷修正系數需針對不同循環譜取不同值。研究表明［4］，同一種材料在不同的循環數、應變比、應變幅、溫度條件下可能表現出不同的循環硬化/軟化特性，因此在遇到修正前后兩種溫度條件下的循環硬化/軟化規律不一致時，直接利用極限強度進行載荷修正導致的誤差會較大。

表3　考慮應力集中時的載荷修正系數Table 3 Load correction coefficient for different stress concentration

圖5　ZTC4的循環特性Fig.5 Cyclic hardening/softening effects of ZTC4

4　依據疲勞特性進行載荷修正的工作流程

依據疲勞強度進行載荷修正的關鍵要點，是修正前后溫度、循環類型、循環次數、有效應力集中系數、材料疲勞強度。為此，圖6示出了依據疲勞特性進行載荷修正的工作流程，工程應用中可參考。

圖6　依據疲勞特性進行載荷修正的工作流程圖Fig.6 Working flow chart for the load correction coefficient defined by fatigue characteristic

5　工程應用實例

某航空發動機機匣材料為ZTC4，疲勞強度參見圖1，工作溫度300℃，循環次數要求5 000次脈動循環，峰值載荷作用下的理論應力集中系數為2.32。

依據Kt=1和Kt=3的疲勞性能數據，可以得到Kt=3時的有效應力集中系數Kf。當Kt≠3時，有效應力集中系數可由線性插值得到，插值公式為：

該機匣在室溫（20℃）下進行低周疲勞試驗，按照圖6得到的載荷修正具體過程值見表4。可見，依據材料的疲勞特性進行載荷修正時，修正系數為1.11；而依據材料的極限強度進行載荷修正時，修正系數為1.70，兩者相差較大。

表4　依據疲勞強度進行載荷修正的工程實例Table 4 Example for load correction coefficient defined by fatigue characteristic

6　結束語

本文選取三種有代表性的航空發動機用材料作為研究對象，通過對材料不同溫度下的疲勞特性（循環次數、循環類型、應力集中、循環硬化/軟化等）研究，建立了一種基于材料疲勞特性的零部件低周疲勞試驗載荷修正方法。相比以往依據單一極限強度進行載荷修正的方法，本文給出的載荷修正方法更為合理，避免了零部件低周疲勞試驗中載荷偏大引起過考核或載荷偏小達不到考核目的的情況發生，可為零部件低周疲勞試驗參數的確定提供借鑒和參考。

［1］GJB 241A-2010，航空渦輪噴氣和渦輪風扇發動機通用規范［S］.

［2］蔡力勛，孫亞芳，羅海峰.高溫對鈦合金材料低循環行為的影響研究［C］//.全國第七屆熱疲勞學術會議論文集.2001.

［3］蔡力勛，孫亞芳，王理，等.考慮溫度效應的鈦合金鋼低周疲勞行為研究［J］.核動力工程，2000，21（6）：550—555.

［4］蔡力勛，范宣華，李聰，等.高溫對Zr-4合金低循環行為的影響［J］.航空材料學報，2004，24（5）：1—6.

［5］《航空發動機設計用材料數據手冊》編委會.航空發動機設計用材料數據手冊：第三冊［K］.北京：航空工業出版社，2008.

［6］張仕朝，于慧臣，李影.不同應變比下GH3030合金的高溫低周疲勞行為［J］.機械工程材料，2014，38（1）：56—59.

Load correction method for low cycle fatigue test based on material fatigue characteristics

BAI Han-song，CAO Hang
（AECC Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China）

It is necessary to correct the low cycle fatigue（LCF）test load when the test temperature does not correspond with the working temperature.A load correction method based on material fatigue test results was proposed,and the influence of material characteristics,such as cyclic times,cyclic type,stress concentration,cyclic hardening/softening effects were considered.Compared with conventional method based on ultimate strength correction,this one exhibits more extensive and reasonable outcomes.The work flow chart for load correction was also given.Finally,the application of this method in actual LCF test was illustrated by an example.

aero-engine；load correction；LCF；stress concentration；cyclic hardening/softening effects；ultimate strength

V231.95

A

1672-2620（2016）03-0016-04

2015-12-09；

2016-06-14

柏漢松（1981-），男，江蘇鹽城人，高級工程師，碩士，主要從事航空發動機結構強度設計工作。