渦輪葉片高溫振動疲勞試驗技術研究

楊憲峰，陳 新，許 巍，何玉懷

(中國航發北京航空材料研究院 中國航空發動機集團材料檢測與評價重點實驗室 航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095)

1 引言

高溫振動疲勞失效是航空發動機渦輪葉片失效的主要形式之一。依據航空發動機強度規范，渦輪葉片必須通過高溫或服役條件下的振動疲勞試驗考核。因此，研究和完善渦輪葉片高溫振動疲勞試驗方法，準確測定航空發動機渦輪葉片及材料的高溫振動疲勞性能，對葉片制備、工藝評價和發動機結構設計具有非常重要的意義[1-4]。

渦輪葉片振動疲勞試驗通常采用電磁振動臺對葉片試樣激振，并在一階彎曲共振條件下進行。室溫條件下的振動疲勞測試已經形成了成熟的試驗流程和方法，并得到了廣泛應用[5-6]。而高溫條件下振動疲勞的振幅測量、振動控制、應變測量等關鍵過程實施難度較大，使得高溫振動疲勞試驗的開展存在一定的困難，相關的研究報道也較少。渦輪葉片高溫振動疲勞試驗，其最大難點在于對葉片高溫動態應變的測量。由于高溫應變計成本高昂且粘貼和測量難度較大，因此渦輪葉片的高溫振動疲勞試驗中有相當大的部分采用替換法進行。這種方法近似地認為，葉片在相同位移振幅下，室溫和高溫振動應變場相同。目前，替換法已在國內得到了廣泛應用，如張東明等[7]采用替換法在900℃下進行了渦輪葉片的振動疲勞試驗，黃愛萍等[8]采用替換法測定了某型發動機葉片高溫振動疲勞壽命。盡管借助替換法能夠實現高溫下的振動疲勞試驗，但替換法畢竟是一種近似的替代方法，不能準確反映出高溫條件下葉片或葉片材料試樣的真實應變情況。較為理想的方法是使用高溫應變計或其他可靠的高溫應變測量，直接測取葉片高溫振動條件下的動態應變，以減小誤差，進一步提高試驗數據的可靠性。

本文采用搭建的渦輪葉片高溫振動疲勞試驗系統，通過在試驗件表面粘貼高溫應變計的方法(以下簡稱直接法)，實現了高溫條件下的葉片動態應變測量與應力標定，并將試驗結果與替換法的應力標定結果進行了對比。利用直接法對某型發動機用單晶渦輪葉片進行了800℃下的振動疲勞測試，獲取了該型葉片800℃的中值疲勞極限。

2 試驗系統和方法

2.1 高溫振動疲勞試驗系統

針對發動機渦輪葉片服役環境特點，搭建了一套渦輪葉片高溫振動疲勞試驗系統，見圖1。該系統可滿足室溫至900℃下發動機渦輪葉片及材料振動疲勞試驗需求，覆蓋了絕大多數渦輪葉片的振動疲勞試驗需求。高溫振動疲勞試驗時，先將葉片試驗件夾持在連接在振動臺臺面上的專用水冷夾具上，再將專用夾具和試驗件整體置于直徑90 mm、均溫帶長180 mm 的高溫爐內。高溫爐中央設有石英觀察窗，試驗時激光位移傳感器透過石英觀察窗，實時測量高溫爐內葉片葉尖振幅。激光位移傳感器具有非接觸測量、高精度的特點，其動態精度優于0.1%，遠高于傳統的讀數顯微鏡。在振動臺臺面上固定加速度傳感器，同步監控振動臺臺體的加速度。激光位移傳感器和加速度傳感器被連接到信號采集和控制系統，通過專用的葉片振動疲勞控制軟件來實現對試驗的閉環控制。試驗過程中，高溫爐溫度變化不超過±3℃。

圖1 高溫振動疲勞試驗系統Fig.1 High-temperature vibration fatigue test system

2.2 振動控制方法

激振頻率和激振力是渦輪葉片振動疲勞試驗中的兩個最重要的參數，直接影響整個試驗的成敗。在共振點進行激勵，葉片的振動應力放大倍數最高。依據金屬材料相位對自身共振頻率改變非常敏感的特性，試驗采取相位控制方式進行。控制試驗件自由端振幅為給定值，通過非接觸式激光位移傳感器，將位移值反饋至控制器實現閉環控制。當試驗件出現損傷時，振動控制儀會捕捉到加速度信號與位移信號的相位變化，并自動修正振動頻率，保持試驗件振幅穩定不變；隨著損傷逐漸加大，系統隨之逐漸下調共振頻率直至試驗件失效。所搭建的試驗系統能夠全程自動化運行，并有效提高控制精度和測量精度，保證試驗數據的精確性。

2.3 高溫應力標定方法及驗證

選取發動機渦輪葉片用定向高溫合金DZ125 材料為研究對象，在850℃條件下分別采用直接法和替換法開展振動疲勞應力標定試驗。試驗參照最新修訂的航空標準《發動機葉片及材料的振動疲勞試驗方法》[9]進行，試驗件采用該標準規定的試樣形式。直接法試驗時，在試驗件中央最大應力位置用高溫陶瓷膠粘貼高溫應變計，經加溫固化后的外觀形貌見圖2 。試驗件通過夾具上的高溫延長桿伸入加熱爐內，高溫應變計利用鉑金絲連接至應變儀。啟動葉片高溫振動疲勞試驗系統，依次控制試驗件自由端位移振幅值2a為1 mm，2 mm，3 mm，讀取相應的應變計輸出值，獲取動態應變值與位移振幅的對應關系。該對應關系的表達式如下：

圖2 DZ125 合金振動疲勞試樣Fig.2 Vibration fatigue specimen of DZ125 alloy

式中：ε為動態應變值(με)；a為振幅值(mm)；k、b為擬合參數，通過最小二乘法計算得到。

采用替換法進行試驗時，在試樣的危險截面粘貼應變計，并進行室溫應力標定，得到室溫下2a=1 mm 時的應變值。通過式(2)，將室溫楊氏模量替換為試驗溫度的楊氏模量，得到850℃下2a=1 mm 時的應力值。

選取400 MPa 作為對比試驗應力，分別就室溫、850℃替換法和850℃直接法進行振動疲勞試驗，每種條件各測試4 個試驗件，并得到相應疲勞壽命和均值壽命，結果見表1。圖3 對比展示了DZ125合金在不同試驗條件下測得的疲勞壽命。可見，DZ125 合金高溫下的疲勞壽命比室溫下的低；高溫下直接法測得的振動疲勞壽命明顯低于替換法測得的振動疲勞壽命，說明兩種應力標定方法測得的結果存在顯著差異。

表1 室溫和兩種高溫振動疲勞試驗方法試驗結果對比Table 1 Comparison of testing results between two high-temperature vibration fatigue testing methods

圖3 兩種高溫振動疲勞試驗方法試驗均值壽命與室溫結果的對比Fig.3 Comparison of the mean fatigue life and room temperature of two high-temperature vibration fatigue testing methods

2.4 渦輪葉片高溫振動疲勞試驗過程

選取某型發動機單晶高溫合金渦輪葉片，采用直接法在其典型服役溫度(800℃)下進行了高溫振動疲勞試驗。利用高溫應變計，直接測取800℃下葉片表面的動態應變值。基于有限元計算結果中進氣邊最大應力位置，高溫應變計粘貼在葉盆面進氣邊距緣板19.8 mm 處，如圖4 所示。高溫應變計敏感柵尺寸為3 mm×2 mm，長度方向平行于葉身進氣邊。高溫應力標定過程采用隨機抽樣的方式，選取3 個葉片在800℃下進行了振動位移-應變標定。通過直接法公式(1)計算了葉片2a=1 mm 時對應的應力值。標定結果如表2 所示。3 組標定結果的平均值為127.81 MPa，后續所有振動疲勞試驗均按照該標定的平均值開展。

表2 單晶渦輪葉片800℃試驗控制點標定值Table 2 Calibration result of single crystal turbine blade at 800℃

圖4 高溫應變計粘貼位置Fig.4 Turbine blade with high temperature strain gauge.

葉片振動疲勞試驗參照參考文獻[9]進行，試驗溫度為800℃，最大循環數為2×107周。被測葉片由高溫水冷夾具伸入高溫爐中，高溫夾具上部安裝K 型熱電偶，用于監測試驗過程中葉片、夾具的溫度變化。激光位移傳感器通過高溫爐上的觀察窗對葉片振幅進行實時測量。

3 結果與討論

3.1 共振頻率

葉片的振動疲勞試驗通常在共振條件下開展，通過掃頻方法獲得高溫條件下葉片的共振頻率。圖5 給出了室溫和800℃條件下的掃頻曲線，掃頻曲線峰值對應的頻率即為共振頻率。由圖可知，室溫、800℃條件下葉片的共振頻率分別約為380 Hz和350 Hz，室溫和高溫下葉片的共振頻率存在顯著差別。需指出，由于葉片是通過專用夾具固定在振動臺臺面上的，因此通過掃頻得到的共振頻率實際是葉片和夾具組合體的共振頻率。該頻率比單一葉片的共振頻率略小，但不影響后續振動疲勞試驗。

圖5 單晶合金渦輪葉片室溫和高溫下的掃頻曲線Fig.5 Frequency-sweep curve of a single crystal superalloy turbine blade at room temperature and 800℃

3.2 振動疲勞結果

本次渦輪葉片振動疲勞試驗的主要目的，是獲取渦輪葉片在800℃、2×107循環下的疲勞極限，采用參考文獻[9]推薦的升降法獲得該值。共獲得有效數據14 個，其中8 個斷點、6 個未斷點，可形成升降區應力配對6 對，如圖6 所示。對升降區結果進行數據處理，相關處理結果見表3。通過查統計表，可以判定該試驗結果對應的變異系數和子樣個數滿足置信度為90%、誤差限度為5%的可靠性要求[10]。

表3 疲勞極限的數據處理結果Table 3 Data process results of the fatigue limit

圖6 疲勞極限應力升降區結果Fig.6 Fatigue limit testing results by up-and-down method

3.3 分析與討論

對于渦輪葉片高溫振動疲勞試驗，葉片高溫動態應變的測量和標定是影響試驗結果的關鍵，目前廣泛采用的替換法盡管成本低廉、簡單易行，但由于只考慮了高溫下楊氏模量這一變化，而近似地認為葉片振幅相同時高溫下應變與室溫應變相同，這導致了替換法存在一定局限性。實際上，葉片處于高溫狀態時，不僅楊氏模量和泊松比發生了變化，而且熱膨脹、殘余應力、共振頻率等諸多因素均會對渦輪葉片疲勞結果產生相應影響，本文的結果也驗證了這一結論。為此，建議在對結果可靠性要求高的渦輪葉片高溫振動疲勞試驗中，采用直接法進行應變測量和標定。

此外，本文研究的對象是渦輪葉片，對于葉片試驗而言，通常難以達到材料級試驗的樣本數水平，這不僅因為葉片本身成本較高，更是由于葉片試驗特別是高溫葉片試驗技術難度大，測試成本高。本試驗研究在僅獲取6 個配對子樣數的前提下，使得結果滿足置信度為90%、誤差限度為5%的可靠性要求，充分說明本研究采用的葉片高溫振動疲勞試驗系統的控制精度和穩定性良好。需指出的是，在當前結果的基礎上，通過單側容限系數方法[10]，可得到滿足95%置信度的中值疲勞極限下限值為250.4 MPa，進一步滿足了更高統計可靠性的設計要求。

4 結論

根據發動機葉片振動疲勞試驗需求，建立了完善的高溫振動疲勞性能試驗系統，并開展了高溫渦輪葉片振動疲勞試驗及相關驗證研究，主要結論如下：

(1) 對比研究了直接法與替換法對高溫振動疲勞試驗結果的影響，且表明兩者結果存在明顯差異；

(2) 利用直接法完成了渦輪葉片高溫標定試驗，并進一步開展了發動機渦輪葉片800℃高溫振動疲勞試驗，通過升降法獲取了渦輪葉片中值疲勞極限，結果滿足置信度為90%、誤差限度為5%的可靠性要求。