外物損傷對壓氣機(jī)葉片高周疲勞強(qiáng)度的影響研究進(jìn)展

周金滿 ，薛 強(qiáng) ，2，楊 碩 ，2，霍延利 ，馬 梁 ，張桂昌

（1.天津科技大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，2.天津市輕工與食品工程機(jī)械裝備集成設(shè)計(jì)與在線監(jiān)控重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室：天津 300222；3.中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300）

0 引言

在航空發(fā)動機(jī)正常工作中氣流通道內(nèi)不可避免會吸入金屬、碎片、砂礫、石塊等硬物，與高速旋轉(zhuǎn)的壓氣機(jī)葉片碰撞造成沖擊損傷，稱為外物損傷（foreign object damage，F(xiàn)OD）。一方面，F(xiàn)OD 導(dǎo)致壓氣機(jī)葉片產(chǎn)生損傷和應(yīng)力集中，損傷處成為疲勞裂紋源，在交變載荷作用下裂紋逐步萌生和擴(kuò)展，縮短葉片疲勞壽命[1]；另一方面，F(xiàn)OD 缺口及其產(chǎn)生的裂紋可能導(dǎo)致發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子失諧和氣動性能失衡，引發(fā)航空發(fā)動機(jī)的異常振動，進(jìn)一步惡化葉片工作環(huán)境。高周疲勞（high cycle fatigue，HCF）強(qiáng)度及疲勞壽命設(shè)計(jì)是壓氣機(jī)葉片設(shè)計(jì)的核心。進(jìn)行FOD 對壓氣機(jī)葉片的HCF 強(qiáng)度的影響及規(guī)律研究對于保障航空安全可靠性極其重要，對發(fā)展可靠的評估和預(yù)測方法、制定FOD損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則具有重要意義。

國內(nèi)外學(xué)者從諸多方面探究了FOD 對壓氣機(jī)葉片HCF強(qiáng)度的影響規(guī)律。馬超等[2-3]對中國近20年民用航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片F(xiàn)OD 數(shù)據(jù)進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)分析，表明缺口和凹坑為各類發(fā)動機(jī)出現(xiàn)最多的2 類損傷類型；羅渝川等[4]對2006～2015 年中國民航發(fā)生的56起事故以及2196 起事故征候進(jìn)行了分類統(tǒng)計(jì)，顯示FOD 占事故征候主要類型的64.2%；Boyce 等[5]通過研究表明，由FOD 產(chǎn)生的殘余壓縮應(yīng)力會導(dǎo)致疲勞裂紋的形成與擴(kuò)展，使壓氣機(jī)葉片的HCF 壽命顯著縮短；Chen 等[6]及Peters 等[7-8]研究表明，F(xiàn)OD 在應(yīng)力集中、微裂紋、殘余應(yīng)力、塑性變形4 方面影響TC4 鈦合金的疲勞強(qiáng)度，并且造成TC4合金的疲勞極限和裂紋擴(kuò)展門檻值降低；Luo等[9]及Spanrad等[10]研究表明，激光沖擊強(qiáng)化可以提高FOD 壓氣機(jī)葉片的疲勞強(qiáng)度；Zhu等[11]構(gòu)建了不同部位常見異物的沖擊損傷本構(gòu)模型，可預(yù)測沖擊角度、相對動能、損傷深度與撞擊位置的關(guān)系。

本文針對國內(nèi)外在FOD 特征（沖擊角度、深度）、殘余應(yīng)力及激光強(qiáng)化等方面對葉片HCF 強(qiáng)度的影響研究現(xiàn)狀進(jìn)行詳細(xì)介紹，總結(jié)了FOD 壓氣機(jī)葉片的數(shù)值模擬研究成果以及具有實(shí)際意義的FOD 壓氣機(jī)葉片HCF 壽命模型，提出了在該方向上有待深入研究及改進(jìn)的關(guān)鍵問題，并對其發(fā)展趨勢進(jìn)行展望。

1 FOD對葉片HCF強(qiáng)度的影響

不同沖擊角度和深度對葉片HCF 強(qiáng)度的影響是FOD 試驗(yàn)研究的2個重要方向，可直觀地探究FOD 對葉片HCF 的影響規(guī)律，微觀結(jié)構(gòu)研究、化學(xué)處理、力學(xué)處理等操作可使研究結(jié)果更全面、準(zhǔn)確。

1.1 FOD沖擊角度對葉片HCF強(qiáng)度的影響

國內(nèi)外學(xué)者主要對葉片試件表面及邊緣進(jìn)行不同沖擊角度的FOD 研究，角度范圍為0°～90°，Zhu等[12]研究了不同沖擊角度FOD 對TC4 合金模擬葉片裂紋萌生及擴(kuò)展過程的影響，如圖1 所示。研究表明，在沖擊角度為60°、90°時，F(xiàn)OD萌生裂紋的擴(kuò)展速率大于沖擊角度為30°時的，并發(fā)現(xiàn)60°沖擊會導(dǎo)致最嚴(yán)重的疲勞抗力退化。

圖1 不同沖擊角度FOD對TC4合金模擬葉片的影響

胡緒騰等[13]使用空氣炮裝置模擬FOD 凹坑型損傷，分別以30°、45°、60°、75°的沖擊角度沖擊矩形平板試樣面心，表明60°是產(chǎn)生凹坑型損傷的最危險(xiǎn)沖擊角度；包珍強(qiáng)等[14]對試件邊緣進(jìn)行0°、30°、45°、60°、75°沖擊，對表面進(jìn)行30°、45°、60°、75°、90°沖擊，表明60°沖擊對試件平均HCF 強(qiáng)度影響最大；Xu 等[15]對葉片前緣進(jìn)行30°和60°沖擊，并依據(jù)葉尖至葉根的實(shí)際運(yùn)動情況采用了100～350 m/s 內(nèi)的不同速度撞擊葉片前緣，通過模擬結(jié)果和試驗(yàn)測試結(jié)果校正Johnson-Cook 模型，可以有效預(yù)測葉片在30°和60°沖擊下的動態(tài)響應(yīng)；Nowell 等[16]對葉片邊緣進(jìn)行20°、50°、80°沖擊試驗(yàn)，表明20°沖擊的試樣顯示出更高的疲勞強(qiáng)度，即對疲勞強(qiáng)度的影響相對較小，但更有可能在缺口附近產(chǎn)生壓縮殘余應(yīng)力。

不同沖擊角度對葉片HCF 強(qiáng)度影響程度不同，且存在最危險(xiǎn)的沖擊角度，可根據(jù)這一特點(diǎn)進(jìn)行更接近葉片真實(shí)工作情況的深入研究，更準(zhǔn)確地探究其影響規(guī)律。

1.2 FOD沖擊深度對葉片HCF強(qiáng)度的影響

Mall 等[17]通過試驗(yàn)研究了不同深度FOD 對Ti-6Al-4V 疲勞極限的影響，使用有限元法（Finite Element Method ，F(xiàn)EM）模擬了FOD 產(chǎn)生的殘余應(yīng)力分布，與試驗(yàn)觀測結(jié)果顯示出良好的一致性；周勝田等[18]研究表明，缺口深度與沖擊能量存在非線性關(guān)系，且葉片前緣的沖擊損傷使HCF 壽命顯著縮短；李百洋[19]等的試驗(yàn)研究表明，隨缺口深度增大，TC4 合金的HCF 壽命縮短趨勢增大；Nowell 等[16]通過Kitagawa-Takahashi 圖證明了缺口深度對疲勞強(qiáng)度的顯著影響，表明疲勞強(qiáng)度通常會隨著缺口深度增大而降低，這可能是缺口附近產(chǎn)生壓縮殘余應(yīng)力所致；Zhao等[20]進(jìn)行了不同沖擊速度以及外物尺寸的FOD試驗(yàn)，分析了試件長度及寬度方向上的缺口寬度、深度與HCF的關(guān)系，表明試件的疲勞極限隨著缺口尺寸的增大總體呈降低趨勢，在外物尺寸相同、沖擊速度相近的情況下，穿透型缺口試樣的疲勞極限遠(yuǎn)低于邊緣型缺口（缺口未穿透試件）試樣的；趙振華等[21]的研究表明疲勞強(qiáng)度隨著損傷深度的增大而降低，且沖擊損傷區(qū)域有較明顯的塑性變形、微觀裂紋和微觀缺口等特征。

FOD 深度增大會降低葉片HCF 強(qiáng)度，不同缺口類型對葉片HCF 強(qiáng)度影響程度不同，深入研究造成不同缺口深度的因素及損傷后的材料強(qiáng)度，將更利于探究FOD 對葉片HCF 強(qiáng)度的影響規(guī)律。現(xiàn)有研究一般將缺口設(shè)在試件中間，未考慮缺口位置的影響，事實(shí)上，中國近20 年民用航空發(fā)動機(jī)風(fēng)扇葉片F(xiàn)OD 數(shù)據(jù)顯示，缺口、凹坑2 類特征的分布位置遍及葉身，并且越靠近葉尖平均缺口尺寸越大。因此未來應(yīng)在振動加載下研究缺口位置對葉片疲勞的影響，并充分考慮缺口的尺寸及更多類型的損傷特征如卷曲、撕裂等形狀損傷的影響，有助于提高研究的準(zhǔn)確性，也更符合實(shí)際情況。

2 FOD殘余應(yīng)力對葉片HCF強(qiáng)度的影響

在FOD 缺口處會產(chǎn)生復(fù)雜的殘余應(yīng)力場，但國內(nèi)外學(xué)者的研究結(jié)果并不一致，沖擊速度、角度不同，可能產(chǎn)生拉伸、壓縮2 種相反的殘余應(yīng)力場，為后續(xù)準(zhǔn)確預(yù)測疲勞壽命帶來較大干擾。Hall 等[22]依據(jù)試驗(yàn)結(jié)果討論了殘余應(yīng)力對裂紋擴(kuò)展速率的影響，指出只有在考慮殘余應(yīng)力的情況下，才能發(fā)現(xiàn)試件的小裂紋擴(kuò)展行為；Thompson 等[23]研究了FOD 產(chǎn)生的殘余應(yīng)力對Ti-6Al-4V疲勞極限的影響，表明FOD產(chǎn)生拉伸殘余應(yīng)力，造成疲勞極限的大幅降低，退火后疲勞極限大幅提高；Ding 等[24-25]進(jìn)行了高低周復(fù)合加載下的FOD 試件疲勞試驗(yàn)，顯示FOD 產(chǎn)生了較強(qiáng)的殘余壓縮應(yīng)力，對裂紋形狀及疲勞壽命均有較大的影響；Ruschau等[26]通過試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)0°沖擊時產(chǎn)生壓縮殘余應(yīng)力，疲勞極限降低不大，斜沖擊時產(chǎn)生拉伸殘余應(yīng)力，對疲勞極限的影響較大；Fleury 等[27]采用2 維位錯密度法計(jì)算了凹坑裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子，得到了在凹坑處應(yīng)力集中和沖擊過程中的殘余應(yīng)力場對應(yīng)力強(qiáng)度因子的影響。

胡緒騰等[13]進(jìn)行了不同沖擊角度下的葉盆/葉背模擬FOD 試驗(yàn)、損傷特征與應(yīng)力集中分析，表明去殘余應(yīng)力退火后，殘余拉應(yīng)力消除，結(jié)果如圖2 所示，不同沖擊角度的凹坑型損傷試樣的HCF 強(qiáng)度皆有不同程度的提高，并表明微結(jié)構(gòu)損傷對HCF 強(qiáng)度具有一定影響；賈旭等[28]進(jìn)行了不同沖擊角度的葉片前緣FOD試驗(yàn)，并開展了沖擊后試樣的高周疲勞極限強(qiáng)度測試，如圖3所示，表明殘余應(yīng)力對缺口型損傷前緣平板試樣的影響較小，其影響程度不足光滑試樣的10%。

圖2 不同沖擊角度下HCF試驗(yàn)結(jié)果[13]

圖3 不同沖擊角度下HCF試驗(yàn)結(jié)果[28]

但目前國內(nèi)外學(xué)者對于殘余應(yīng)力的研究結(jié)果尚不統(tǒng)一，高速外物沖擊產(chǎn)生的缺口處殘余應(yīng)力場非常復(fù)雜，當(dāng)外物沖擊的速度、角度不同時可能產(chǎn)生拉、壓2 種相反的殘余應(yīng)力場，而目前損傷后的疲勞試驗(yàn)以拉壓加載為主。未來規(guī)范試驗(yàn)環(huán)境，開展更接近于葉片真實(shí)工作環(huán)境的沖擊試驗(yàn)及殘余應(yīng)力相關(guān)試驗(yàn)，將有助于研究規(guī)律的統(tǒng)一，為制定維修準(zhǔn)則、壽命準(zhǔn)則等提供更準(zhǔn)確的依據(jù)。

3 激光強(qiáng)化對葉片HCF強(qiáng)度的影響

激光沖擊強(qiáng)化技術(shù)（Laser Shock Peening，LSP）是一種新型表面改性技術(shù)，可以提高材料硬度、強(qiáng)度和塑性[29]，國內(nèi)外學(xué)者針對激光強(qiáng)化對FOD葉片HCF影響的變化進(jìn)行了大量研究。Ren等[30-31]研究了雙面激光沖擊強(qiáng)化對試樣疲勞強(qiáng)度的影響，得到了試樣損傷特性、局部應(yīng)力演化和疲勞裂紋擴(kuò)展規(guī)律，表明LSP 可以減少FOD 對試件疲勞強(qiáng)度的不利影響；Lin等[32-33]將試驗(yàn)和數(shù)值模擬相結(jié)合，對LSP 后TC4 合金缺口試件的高周疲勞條件下復(fù)雜殘余應(yīng)力場中的裂紋擴(kuò)展進(jìn)行研究，表明LSP會在沖擊前緣區(qū)域產(chǎn)生保護(hù)性殘余應(yīng)力，試件高周疲勞抗力增大；Spanrad 等[34]對LSP 后Ti-6Al-4V 葉片模擬試件受FOD 后的疲勞裂紋擴(kuò)展行為進(jìn)行了研究，使用掃描電子顯微鏡（Scanning Electron Microscope，SEM）、背散射電子成像（Back-Scaterred Electron，BSE）等分析了FOD、LSP產(chǎn)生的復(fù)雜殘余應(yīng)力場，及其對裂紋擴(kuò)展的影響；Altenberger 等[35]研究了表面處理對TC4 鈦合金HCF 強(qiáng)度的影響，指出在高溫環(huán)境下滾壓和LSP可分別使其疲勞壽命延長30%和10%；聶祥樊等[36]研究了LSP 對材料振動疲勞強(qiáng)度的影響，表明經(jīng)3 次激光沖擊處理的TC11 鈦合金標(biāo)準(zhǔn)疲勞試片的疲勞極限由原始483 MPa 提高到593 MPa；Zabeen 等[37]研究了激光噴丸強(qiáng)化對FOD 試件裂紋擴(kuò)展的影響，表明局部殘余應(yīng)力場可有效抵抗裂紋擴(kuò)展；李東霖等[38]對激光強(qiáng)化后的TC4 鈦合金試件進(jìn)行FOD 模擬試驗(yàn)，表明LSP 有效提高了外物損傷TC4鈦合金試件的疲勞強(qiáng)度，并表明殘余壓應(yīng)力的引入是LSP 提高打傷試件疲勞強(qiáng)度的主要原因之一。

LSP 可提高葉片的抗HCF 強(qiáng)度，但LSP 對葉片的不利影響尚不明確，有待深入探究。

4 FOD數(shù)值模擬

4.1 FOD數(shù)值模擬研究

數(shù)值模擬是研究FOD 的重要手段，可以探究FOD 位置、損傷半徑、外物沖擊角度等不同因素和葉片固有頻率、殘余應(yīng)力、應(yīng)力集中系數(shù)等之間的變化規(guī)律及關(guān)系，研究葉片前緣半徑對FOD抵抗性能影響等，并可基于現(xiàn)有葉片損傷模型參數(shù)進(jìn)行修正，擬合出葉片損傷預(yù)測模型。

前緣半徑對葉片的抗FOD 能力有不可忽視的影響。孫護(hù)國等[39]對TC4 合金轉(zhuǎn)子葉片的FOD 過程進(jìn)行了數(shù)值模擬，表明增大葉片前緣半徑可以提高葉片抗FOD 的能力，葉片前緣半徑對殘余應(yīng)力大小和分布范圍的影響較大；尹冬梅等[40-41]采用數(shù)值計(jì)算，綜合運(yùn)用顯示、隱式有限元算法分析，得出了葉片復(fù)雜運(yùn)動引起的外物相對撞擊參數(shù)對葉片損傷的影響規(guī)律，表明葉片運(yùn)動與靜止時遭受外物撞擊的損傷模式有一定差異，葉片進(jìn)氣邊受不同形狀外物的撞擊后，外物撞擊部位的形狀直接影響凹坑底部的應(yīng)力集中，進(jìn)而影響疲勞裂紋的產(chǎn)生；楊百愚等[42]基于動量定理，以葉片為參照系，推導(dǎo)了外物在飛機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)運(yùn)動的速度方程，建立了外物撞擊速度和角度與外物半徑和長度關(guān)系的表達(dá)式；Hu 等[43]基于臨界距離（，The Theory of Critical Distance，TCD）理論，提出了一種疊加凹口假設(shè)模型，如圖4所示，即在FOD 凹口的底部添加1 個假設(shè)的小凹口，使該模型結(jié)果預(yù)測精度明顯提高，相對誤差可控 制 在±30% 以 內(nèi)；Duó等[44]采用有限元方法模擬了FOD 整個過程，如圖5所示，計(jì)算得到的殘余應(yīng)力場分布與試驗(yàn)結(jié)果顯示了很好的一致性；Marandi 等[19]采用有限元法對葉片前緣FOD 缺口進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了裂紋萌生區(qū)域沿葉片長度的殘余應(yīng)力，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比驗(yàn)證；柴橋等[45-46]研究了外物形狀對航空發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉片撞擊損傷的影響，表明在相同速度（動能）下，圓柱體鋼釘和鋼球?qū)е氯~片產(chǎn)生形狀、大小不同的缺口。

圖4 疊加凹口假設(shè)模型[43]

圖5 Ti6Al4V葉片正面的殘余應(yīng)力X射線測量與有限元預(yù)測的比較[44]

數(shù)值研究有較高的準(zhǔn)確性，可以彌補(bǔ)試驗(yàn)研究難以實(shí)現(xiàn)的研究內(nèi)容，但葉片真實(shí)服役環(huán)境過于復(fù)雜，存在不確定因素，難以通過數(shù)值模擬探究，因此在后續(xù)的研究過程中，確保誤差在合理范圍內(nèi)的情況下，對模型適宜的簡化及更新同樣重要。

4.2 FOD葉片HCF壽命預(yù)測模型

壽命預(yù)測對葉片的概率損傷容限分析和結(jié)構(gòu)完整性評估具有重要意義。王延榮等[47]基于試樣缺口根部區(qū)域應(yīng)力分布規(guī)律，綜合考慮了平均應(yīng)力、應(yīng)力梯度及尺寸效應(yīng)的影響，發(fā)展了一種考慮梯度影響的缺口疲勞壽命預(yù)測方法，表明引入缺口局部平均應(yīng)力、應(yīng)力梯度影響因子和尺寸效應(yīng)影響因子可以較為全面地考慮缺口對試樣疲勞壽命的影響，TC4合金缺口試樣疲勞壽命預(yù)測結(jié)果在2 倍分散帶以內(nèi)；Witek等[48-49]進(jìn)行了V 型缺口葉片振動疲勞試驗(yàn)，觀測裂紋形狀、形貌、擴(kuò)展路徑等宏觀特征，得到了缺口葉片疲勞壽命曲線。

Oakley等[50]將Titagawa-Takahashi 圖與EI Haddad小裂紋理論結(jié)合，建立了FOD 葉片高低周復(fù)合加載疲勞壽命預(yù)測模型，如圖6 所示，模型預(yù)測結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果有較好的一致性；Ding 等[24-25]進(jìn)行了高低周復(fù)合加載下的FOD 試件疲勞試驗(yàn)，并提出了雙參數(shù)的壽命預(yù)測模型，用于預(yù)測FOD 導(dǎo)致的小裂紋在高低周復(fù)合加載下的疲勞壽命；Peters 等[8]進(jìn)行了FOD 后Ti-6Al-4V 葉片模擬試件的HCF 理論分析，使用修正的Kitagawa-Takahashi 圖綜合考慮了殘余應(yīng)力、應(yīng)力集中、微裂紋的復(fù)合影響。

圖6 有無殘余應(yīng)力時預(yù)測的HCF閾值與試驗(yàn)結(jié)果的比較[50]

目前學(xué)者普遍從損傷力學(xué)的角度進(jìn)行分析，現(xiàn)有研究的FOD 葉片HCF 壽命預(yù)測模型經(jīng)過不斷改進(jìn)與更新，有較高的準(zhǔn)確性和實(shí)際意義；但從斷裂力學(xué)角度看，F(xiàn)OD 葉片抗斷裂能力及其安全評定標(biāo)準(zhǔn)建立方面有待深入研究。

5 結(jié)束語

國內(nèi)外學(xué)者針對FOD 各種參數(shù)、表面處理、殘余應(yīng)力等因素對裂紋擴(kuò)展機(jī)理和疲勞極限的影響已取得了大量研究成果。綜合國內(nèi)外壓氣機(jī)葉片的FOD研究現(xiàn)狀來看，當(dāng)前的研究普遍傾向于從損傷力學(xué)的角度分析各種因素（如殘余應(yīng)力、表面處理、缺口參數(shù)等）對壽命的影響，而從斷裂力學(xué)的角度分析的結(jié)果有待深入研究、完善。

FOD 對壓氣機(jī)葉片HCF 強(qiáng)度的影響規(guī)律仍有待更深入研究：

現(xiàn)有FOD 試驗(yàn)多利用規(guī)則金屬硬物沖擊葉片試件，難以覆蓋葉片實(shí)際工作中遇到的所有外物種類及損傷情況，現(xiàn)有數(shù)值模型皆基于固定且有限的損傷尺寸、位置、外物沖擊角度等，試驗(yàn)結(jié)果及模型的推廣有待研究。未來應(yīng)研究不同F(xiàn)OD 位置和不同沖擊外物的形狀與種類對葉片HCF 強(qiáng)度的影響，使研究結(jié)果更為全面。

進(jìn)一步完善試驗(yàn)設(shè)備及方法，進(jìn)行多種材料、不規(guī)則外物的撞擊模擬試驗(yàn)，進(jìn)行更接近真實(shí)情況的試驗(yàn)研究，并與數(shù)值模擬研究相結(jié)合，探究多種類、不規(guī)則外物沖擊對葉片的影響，并與已有的理論或數(shù)值模型建立聯(lián)系，以求更接近真實(shí)葉片的工作情況，研究更準(zhǔn)確的影響規(guī)律。

在振動加載條件下研究葉片HCF 強(qiáng)度和裂紋擴(kuò)展及剩余壽命，進(jìn)一步明確HCF強(qiáng)度的影響規(guī)律。

深入研究殘余應(yīng)力、激光強(qiáng)化技術(shù)的影響規(guī)律，進(jìn)一步完善計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)及理論，建立更全面的外物與葉片損傷之間的數(shù)值模型，進(jìn)一步明確FOD 在斷裂力學(xué)方面的規(guī)律，對于保障航空安全、發(fā)展可靠的評估和預(yù)測方法，以及制定、發(fā)展FOD 容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和技術(shù)有重要意義。