高溫下發動機渦輪葉片振動疲勞性能測試方法

張部聲，秦秀云，張呈波，吳光耀，潘 容

(1.天津航天瑞萊科技有限公司，天津 300462；2.北京強度環境研究所，北京 100076；3.中國航空發動機集團有限公司 中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

航空發動機關鍵零件渦輪葉片在發動機高速旋轉工作時會承受離心、氣動、熱應力等載荷作用，復雜的循環交變載荷極易造成渦輪葉片的振動疲勞問題，從而導致發動機故障，嚴重影響發動機的正常工作和飛機的飛行安全[1]。開展渦輪葉片的振動疲勞性能測試對現代發動機安全性和性能提升具有重要意義[2]。疲勞極限是振動疲勞性能的重要參數之一，因工程上無法獲得無限壽命時所對應的疲勞極限，通常采用升降法獲得指定壽命基數N下的疲勞極限，此時獲得的疲勞極限可靠度為50%，故又稱為中值疲勞極限[3]。

國內外學者對中值疲勞極限測量方法進行了大量報道[3-5]，為了節約試驗成本、提高試驗數據準確性，一般建議采用只需要14～20個試驗件的小子樣升降法進行中值疲勞極限測量。上述研究大多是基于材料標準件進行的，對于航空發動機渦輪葉片這類非標準件且在高溫環境下的中值疲勞極限測量方法研究較少。現行適合航空發動機葉片及材料振動疲勞試驗標準[6]中只是簡單地介紹了試驗程度，對渦輪葉片高溫環境下的中值疲勞極限測量指導意義十分有限。

與材料標準件不同，高溫環境下渦輪葉片的中值疲勞極限測量有其特別的地方。其一、渦輪葉片服役在高溫環境下，所承受的循環載荷次數一般超過107次甚至可達109次[7]。其二、為了提高渦輪葉片的耐溫性能，大多數渦輪葉片表面加工有大量氣膜冷卻孔[8]，氣膜孔的孔邊應力集中，加工工藝復雜且一致性較難保證，增加了渦輪葉片疲勞試驗結果的分散性。

為了探究更適合渦輪葉片高溫環境下中值疲勞極限測量方法，本文以某型渦輪葉片為研究對象，基于小子樣升降法開展渦輪葉片某溫度下壽命基數為3×107次、應力比R=-1的中值疲勞極限測量方法試驗研究。針對其中的試驗流程、疲勞應力表征方法、小子樣升降法進行重點研究和討論。

1 測試方法

1.1 設計思路

渦輪葉片高溫下的中值疲勞極限測量不考慮其實際工作時的非均勻溫度場，以近似均勻溫度場進行試驗，通過多層發熱元件硅碳棒分溫區輻射加熱的方式模擬高溫環境，并確保最大應力點或危險截面處溫度為某溫度且整個葉身的溫差不大于30 ℃。為了節約試驗時間和成本，采用振動臺在渦輪葉片的第1階固有頻率下激勵出共振來進行疲勞試驗，振動臺以基礎激勵方式加載的慣性力可以較好地模擬葉片受到的氣動載荷。

在發動機上，渦輪葉片通過榫頭與發動機渦輪盤進行連接，為了真實模擬這種連接方式，傳遞振動臺激勵載荷的渦輪葉片夾具采用榫頭剛性連接方式，并使夾具的第1階固有頻率略高于渦輪葉片的第1階固有頻率，這樣能夠將振動臺輸出的激振加速度放大至渦輪葉片剛性連接處附近[9]。為了防止熱能經葉片夾具熱傳導至振動臺，在葉片夾具與振動臺之間設有包含水冷空腔的剛性夾具，采用強制對流換熱的方式為振動臺降溫。

為了確保在試驗過程中渦輪葉片的疲勞應力和溫度滿足要求，利用加速度傳感器、非接觸振幅測量裝置、應變片、溫度傳感器對試驗過程中的疲勞應力和溫度進行多重監測和控制。

1.2 試驗系統

渦輪葉片高溫下中值疲勞極限測量試驗系統如圖1所示。其工作方式為：高溫爐為渦輪葉片提供近似均勻的高溫環境，控制設備產生渦輪葉片第1階固有頻率下的正弦驅動電壓信號經功率放大器放大后傳遞至振動臺，通過振動臺運動部件將電壓信號轉化為運動信號激勵渦輪葉片作第1階固有頻率下的強迫共振。測量裝置反饋渦輪葉片響應(加速度、應變、振幅、溫度)給控制設備，控制設備再通過調整激振能量來調節渦輪葉片疲勞應力水平。

圖1 試驗系統Fig.1 Experiment system

1.3 試驗流程

經過試驗室前期大量試驗探索和總結，自主研發出渦輪葉片中值疲勞極限測量流程，具體見圖2。

圖2 試驗流程Fig.2 Experiment flow

首先要進行保證外界輸入參數一致的前提工作。具體為：① 為了提高疲勞數據品質，試驗前需要通過無損檢測檢查渦輪進氣邊和排氣邊氣膜孔、葉身以及葉根倒圓等關鍵部位是否存在初始缺陷，對存在初始缺陷的葉片必須進行剔除。② 非接觸振幅測量裝置為激光測振儀，因高溫下渦輪葉片呈暗灰色且反射率小，測振儀反射信號強度低，信號存在跳動甚至丟失，為了保證振幅信號質量，需在試驗件表面制作提高反射率的高溫反光漆。③ 為了保證疲勞應力的控制穩定，試驗件的安裝必須具有足夠的剛性，本次試驗的足夠剛性規定為使渦輪葉片第1階固有頻率穩定在2 Hz以內的收斂力矩。④ 中值疲勞極限測量的疲勞應力控制點應為最大應力點[9-10]，需通過振動應力分布測量獲取渦輪葉片最大應力點位置。⑤ 為了保證試驗溫度滿足要求，需進行溫度場標定，以調試出適合的高溫爐溫度控制參數。完成以上工作可以保證每片渦輪葉片的疲勞試驗前的狀態基本一致。

接下來要進行疲勞應力表征方法的選取和驗證工作。為了解決疲勞試驗時應變片壽命有限[11]，無法長時間存活于渦輪葉片高溫疲勞試驗過程中的問題，需要采用疲勞應力間接表征的方法實現疲勞應力的可控。疲勞應力表征方法選取完成后，需要驗證該方法的環境適用性，確保所選的方法可以實現高溫下的應力表征。該部分工作直接影響中值疲勞極限測量精度。

最后以合適的初始應力水平和應力步長開展渦輪葉片的小子樣升降法測量。具體為：若前一片渦輪葉片在壽命基數內未破壞(即越出)，則下一片葉片以一定的應力步長提升應力水平進行試驗；若前一片渦輪葉片在壽命基數內破壞，則下一片葉片以一定的應力步長降低應力水平進行試驗。如此重復，直至獲得一定誤差限度和置信度的渦輪葉片中值疲勞極限。該部分工作直接影響中值疲勞極限測量結果的可靠程度和所需的試驗件數量。

2 疲勞應力表征方法選取和驗證

2.1 疲勞應力表征方法

疲勞應力表征是為了將疲勞應力轉化為可長時間監測的其它測量值。常用的發動機葉片疲勞應力表征方法有三種，第一是文獻[12-14]中利用af值與疲勞應力的線性關系，通過af值表征疲勞應力；第二是文獻[9]中利用葉身上任意點振幅與應變的線性關系，通過葉片振幅表征疲勞應力；第三是文獻[15]中利用葉身上的低應力水平點與疲勞應力最大點的線性關系去表征疲勞應力。由于應變片的壽命有限，在葉片共振疲勞試驗時的破壞風險較高，目前較多的是采用振幅和af值去進行疲勞應力表征。

疲勞應力表征方法的確定稱之為標定。振幅標定通常是指振幅-應變標定，是在渦輪葉片的第1階固有頻率下，采用不同量級的正弦定頻激勵去測量葉尖附近的振幅和應變測點處的應變值，繪制振幅(X軸)和應變(Y軸)標定曲線，利用最小二乘法擬合，獲得振幅-應變標定斜率，最后通過渦輪葉片材料的彈性模量和標定斜率計算疲勞應力。而af值標定一般是指af值-應力標定，其標定方法與振幅-應變標定方法類似，獲取的是af值-應力標定斜率，最后通過af值計算疲勞應力。

2.2 振幅和af值標定對比

對于同一批次渦輪葉片的標定試驗而言，由于葉片加工偏差等因素，葉片相互之間或多或少存在差異。實際試驗時，人為操作因素會導致這種差異發生變化，而這種變化趨勢無法獲得，最終導致標定斜率真值不能被確切獲得。若將同一批次所有葉片的標定斜率均值約定為真值[16]，單個葉片的標定斜率相對于真值的離散程度，可以反映標定方法的穩定性和可靠性。

20 ℃環境溫度下，對30片渦輪葉片開展上述振幅-應變標定和af值-應力標定的對比研究。試驗狀態見圖3。

圖3 試驗狀態Fig.3 Experiment status

通過兩種標定方法獲得了30片渦輪葉片的標定斜率如圖4所示。結果顯示，振幅-應變標定方法獲得的斜率相對于約定真值的離散程度更小，偏差位于-2.52%～2.39%之間，而af值-應力標定方法獲得的斜率對應的偏差位于-3.96%～3.85%之間。與af值相比，振幅作為應力表征方法的離散偏差明顯小于小子樣升降法應力步長4%～6%的推薦值[17-18]，不會因為表征離散偏差而掩蓋了升降法的應力升降。

圖4 振幅和af值表征方法離散程度對比Fig.4 Comparison of dispersion degree between amplitude and af value used as characterization of fatigue stress

2.3 振幅和af值高溫標定驗證

為了驗證兩種應力表征方法在高溫下的適用性，需進行高溫標定驗證。因高溫應變片的敏感柵較大、安裝工藝等限制，兩種標定方法的高溫驗證所針對的最大應力點位置更改為葉背上容易粘貼高溫應變片的平坦位置，具體由進氣邊葉根倒圓處更改為葉背靠近葉根倒圓處。所使用的高溫應變片為美國威勢公司的絲式應變片ZC-NC-G1262-120，具體可見圖3。試驗溫度為20 ℃、408 ℃、507 ℃、615 ℃、708 ℃、808 ℃、908 ℃。渦輪葉片的高溫標定結果見圖5和表1。

圖5 不同溫度下兩種方法的標定斜率Fig.5 Calibration slope of two characterization methods at different temperatures

表1 不同溫度下兩種方法的標定偏差Tab.1 Calibration deviation of two characterization methods at different temperatures

結果顯示采用振幅-應變標定方法，其標定斜率隨溫度變化很小，與常溫相比斜率變化位于±3%以內。而采用af值-應力標定方法，其標定斜率隨溫度升高而逐漸降低。將渦輪葉片簡化成理想的等截面梁，疲勞應力與af值滿足下式

(1)

圖6 兩種方法的標定斜率和隨溫度變化百分比Fig.6 Calibration slope of two characterization methods and root of elastic modulus at different temperatures

通過上述研究發現，利用振幅去表征疲勞應力表征離散程度更小，而且可以避免因為渦輪葉片材料彈性模量隨溫度變化導致的標定計算偏差。試驗時，可以利用常溫下的振幅-應變標定方法獲得的最大應力點標定斜率進行高溫下某一疲勞應力對應的振幅的計算，計算偏差位于±3%以內，計算方法可按照式(2)進行

(2)

式中：D為高溫下的振幅值;k為常溫下振幅-應變標定方法的斜率值;σ為高溫下的疲勞應力;E為渦輪葉片材料高溫下的彈性模量。

3 小子樣升降法參數確定

小子樣升降法測量中值疲勞極限原理為，通過獲得服從正態分布的對子應力去估計疲勞極限，通常是在中長壽命區內進行測量，得到的疲勞壽命分散性一般較大。渦輪葉片制造成本昂貴，無法承受因不合適的初始應力水平和應力步長而帶來的試驗成本浪費和疲勞數據的不可靠。為了讓小子樣升降法的初始應力水平更接近真實的中值疲勞極限，首先采用逐級加載的方法[19]獲得渦輪葉片的中值疲勞極限預估值，即若某一初始應力水平下渦輪葉片在壽命基數內越出，則繼續利用該片葉片以一定的應力步長增加應力水平進行試驗，直至某一應力水平下該葉片在壽命基數內發生破壞。出現第一對相反結果前的試驗數據均舍棄，利用最后兩個相反結果，計算最終的疲勞極限預估值。對于渦輪葉片而言，逐級加載法的應力水平起點應低于疲勞極限預估值至少2～3級應力水平，應力步長應選取得較大，如10%。最后降低應力步長為5%、以獲得的疲勞極限預估值為初始應力水平進行小子樣升降法。具體過程如圖7所示。

圖7 小子樣升降法參數確定過程Fig.7 Parameter determination process of small sample lifting method

4 中值疲勞極限測量結果

選取渦輪葉片上的最大應力點作為疲勞應力控制點，采用常溫下振幅-應變標定方法獲得的最大應力點標定斜率去計算振幅和疲勞應力的對應關系，對11片渦輪葉片分別進行某溫度下的首片逐級加載法和其余渦輪葉片小子樣升降法測量。逐級加載法的初始應力水平取100 MPa、應力步長取10 MPa，小子樣升降法的初始應力水平根據逐級加載法的結果取165 MPa、應力步長取8 MPa。試驗結果如表2所示。

表2 中值疲勞極限測量結果Tab.2 Results of median fatigue limit measurement

小子樣升降法的試驗結果按照試驗次序繪制各應力水平下越出和破壞情況的升降圖，如圖8所示。獲得的升降圖配對結果如表3所示。小子樣升降法進行了10片葉片的測量，形成了10個有效數據，構成閉合的升降圖，對子數為5對。按照式(3)～(5)分別計算出本次渦輪葉片某溫度下的中值疲勞極限值為162.60 MPa、標準差為6.69 MPa、變異數為0.041 1。試驗對子數滿足標準中誤差限度5%、置信度90%的要求[20]。

圖8 升降圖Fig.8 Up and down chart

表3 配對結果Tab.3 Pairing results

(3)

(4)

式中,s為試驗數據的標準差。

(5)

式中,Cv為試驗數據的標準差。

5 結 論

本文開展了某溫度下發動機渦輪葉片的振動疲勞性能測試方法研究，得出以下經驗和結論：

(1) 建立的試驗系統和試驗流程可以很好地進行該型渦輪葉片的中值疲勞極限測量，并可為其它類型航空發動機葉片或零部件的高溫下振動疲勞性能測試提供參考。

(2) 對于該型渦輪葉片而言，利用振幅去表征疲勞應力的離散偏差小于升降法應力步長，而且可以避免因為渦輪葉片材料彈性模量隨溫度變化導致的標定計算偏差，其表征偏差位于±3%以內。

(3) 以逐級加載法獲得的該型渦輪葉片疲勞極限預估值為初始應力水平進行小子樣升降法，11片渦輪葉片可獲得10個有效數據和5個對子數，極大地提高了試驗件的利用率。

(4) 獲得該型渦輪葉片某溫度下的中值疲勞極限為162.60 MPa，標準差為6.69 MPa，變異系數分別為0.041 1，試驗數據分散性小。