航空發動機葉片多軸疲勞試驗研究進展

馬楠楠， 陶春虎， 何玉懷， 劉新靈

(北京航空材料研究院 中國航空工業集團公司失效分析中心，北京 100095)

航空發動機葉片服役過程環境嚴苛，一旦斷裂失效后果嚴重。通過對近100個發動機葉片進行失效統計分析，發現葉片多為在離心應力作用下疊加振動應力導致的多軸疲勞失效。多軸疲勞在力學分析、物理機制等方面比單軸疲勞復雜，葉片和葉片材料在模擬服役環境下的性能數據有助于縮短葉片的設計周期，提高葉片的安全可靠性，因此模擬葉片服役環境進行多軸疲勞試驗研究一直是國際上的熱點［1，2］。根據趙振業提出的“材料研制與應用全過程”理論［3］，葉片的設計選材，制造加工中的質量控制，長期使用環境分析，失效后的故障分析反饋等組成材料研制應用的全過程。在這個全過程中要進行相應的葉片材料性能測試、葉片設計驗證試驗、葉片強度考核試驗、葉片故障再現試驗等，因而模擬葉片服役環境的多軸疲勞試驗系統是葉片“材料研制與應用全過程”的支撐。目前對于多軸疲勞試驗的研究方式多為平面雙軸拉壓或拉伸-扭轉等，針對航空發動機葉片的受力情況而進行的多軸載荷試驗研究并不完善，數據也比較零散［4］。在這種情況下，有必要借鑒國外先進設計理念及最新多軸疲勞試驗系統，開發適合航空發動機葉片的多軸疲勞試驗系統，規范葉片材料性能的評價標準，建立葉片材料的多軸疲勞性能數據庫，為航空發動機葉片設計提供更為科學的基礎數據。

1 發動機葉片失效統計分析

1.1 葉片失效模式統計分析

因工況不同，發動機轉子葉片的失效模式并不相同。主要失效模式為外物損傷、變形伸長和斷裂。其中轉子葉片的斷裂失效出現的概率最高，危害最大。除外物撞擊導致葉片瞬時過載斷裂外，絕大多數斷裂失效為疲勞斷裂失效。葉片的疲勞斷裂分為高周疲勞和低周疲勞，離心力和彎曲振動共同作用下的高周疲勞斷裂所占比例較大［5］。

中航工業集團公司失效分析中心在2001～2012年共處理了97件葉片裂紋或斷裂的故障，約占整個失效分析工作的10%，由此可見葉片失效的概率較高。其中渦輪葉片失效49件，壓氣機葉片40件，其他燃氣渦輪葉片8件。這些葉片的工作環境雖略有差異，但在服役條件下都受到離心力疊加振動應力的載荷。圖1分別給出了渦輪葉片和壓氣機葉片失效模式的統計。

統計結果表明，故障葉片81%的失效模式為各種形式的疲勞裂紋或疲勞斷裂。由于葉片工作環境復雜，疲勞斷裂多數情況下并非某種單一模式，而是兩種或多種模式疊加，即“復合”疲勞斷裂失效。壓氣機葉片與渦輪葉片服役環境不同，其失效模式略有差異，但從圖1來看，除疲勞失效模式以外的其他失效，如局部掉塊、變形、蠕變、過載、燒蝕等所占比例很低，與文獻［6～10］相符，可見多軸載荷下的疲勞斷裂是葉片失效的主要模式。

圖1 2000～2012年處理的失效葉片的失效模式統計Fig.1 Statistical analysis of the failure modes of turbine blades(a)and compressor blades(b)

1.2 葉片失效原因統計分析

從葉片失效原因的統計分析來看，與葉片在復雜工況下的異常振動和異常應力有關的疲勞失效占35%左右，零件加工裝配過程中質量控制引起的葉片失效也占較大比例，見圖2。渦輪葉片工作溫度較高，因此再結晶和短時超溫等引起的失效比例較大;夾雜塵土、沙石等外來物的高速氣流沖刷也會損傷壓氣機葉片，這些外部因素同樣造成壓氣機葉片失效［11］。

圖2 2000～2012年期間處理的失效葉片的失效原因統計Fig.2 Statistical analysis of the failure causes of turbine blades(a)and compressor blades(b)

從圖2的統計可知，航空發動機轉子故障葉片多為復雜載荷下的多軸疲勞失效，失效原因多為離心應力疊加振動應力所致。材質缺陷、制造質量等也是葉片失效的重要原因，但是制造過程只是設計的保障，設計上的成熟才是減少葉片失效的根本措施，而葉片材料在多軸載荷下的疲勞性能數據是葉片設計的基礎，因此應模擬葉片服役環境對葉片材料多軸疲勞試驗進行研究。

2 國內外多軸疲勞試驗方法研究現狀

近年來，人們對多軸疲勞的試驗方法進行了大量研究，如通過改變試樣形狀采用單軸系統模擬試樣材料的多軸受力載荷等。新一代電液伺服多軸疲勞試驗機使某些零構件在實際服役中受到的復雜載荷歷史得以再現，尤其是平面雙軸和拉壓-扭轉等多軸受載方式，有力地支撐了多軸疲勞的研究［14］，使人們更深入地研究多軸疲勞理論機制。

2.1 單一載荷加載下的多軸疲勞試驗

早期的試驗設備多為單軸載荷，很難模擬零構件多軸狀態下復雜的載荷歷史。研究人員采用單軸系統通過改變試樣形狀建立模擬構件多軸受力載荷的評價方法。該方法對設備要求簡單，采用單一載荷即可。該種試驗方法的不足是需要根據構件載荷狀態設計試驗件形狀，對不同形狀的試驗件進行應力-應變分布，建立本構關系以及應力梯度效應分析。另外，試樣的幾何形狀及表面狀態直接影響到施加載荷過程中的應力集中情況，進而影響到裂紋萌生和擴展行為。試驗件幾何形狀不同，疲勞性能也將存在差異，因此，不同幾何形狀的試驗件測得的多軸疲勞試驗數據間很難比較，需要建立相應的轉化標準［15］。

2.2 雙向加載方式下的多軸疲勞試驗

為了比較應力應變狀態和主應力方向對疲勞行為的影響，必須將試驗條件統一。這更加需要能夠在同樣形狀的試驗件上實現與任意主應力方向相對應的應力應變狀態。模擬實際的多軸載荷狀態進行多軸疲勞試驗的設備和技術在近年來得到迅速發展。新一代的電液伺服試驗機實現了針對一種形狀的試驗件施加復雜的載荷來實現所需的多軸應力。包括拉壓(彎曲)/扭轉疲勞試驗系統，雙軸拉壓疲勞試驗系統，等等。此類試驗機的試驗加載系統必須是兩套相互獨立的系統，試驗系統復雜，試驗費用昂貴。該方法的多軸疲勞試驗采用的試驗件多為十字花樣試驗件及薄壁圓管試件。

2.2.1 十字花樣試件多軸疲勞試驗

Shiratori和Ikegami等人在20世紀60年代就提出了平面十字花樣形拉伸試件，但是由于設計不合理，中心區受力不均勻。1967年，Pascoe和Devilliers提出了中心區比十字臂薄的試件，以此來解決中心區正應力不均勻的問題。近年來有學者設計了一種只在拉伸臂上開一些等間距窄縫的十字形拉伸試件。采用這種試件在中心區兩軸受力與對應十字臂受力近似相等的假設條件下進行了十字臂雙軸比例加載試驗，用鋁合金材料對一些屈服準則進行了驗證，得到了較為滿意的試驗效果。采用十字花樣試驗件進行多軸疲勞試驗可以分析零構件性能，幾何形狀與使用壽命的關系，優化板材的設計選料及成型工藝，有助于雙軸受力下零構件的疲勞損傷模型建立和壽命預測［16］。但采用十字花樣試驗件進行多軸疲勞，無論從試樣的幾何形狀還是載荷狀態，都與發動機葉片所需進行的多軸疲勞試驗相去甚遠。

2.2.2 薄壁管狀試件多軸疲勞試驗

目前多軸疲勞試驗方法采用最多，研究最廣泛的是薄壁管試驗件。薄壁管試驗件是一個簡單的幾何結構，有著眾多的工程應用背景，如飛行器的隔框蒙皮、汽車軌道、各類軸承、高壓容器等?？梢酝ㄟ^對其施加多種形式的載荷，如拉、扭、內壓、外壓等，來實現所需要的應力或者應變狀態。

王雷、王德俊［17］等人采用薄壁管狀試驗件，研究了在多軸加載條件下鋼的循環特性變化規律，進行多軸低周疲勞壽命預測，發現簡單地將單軸低周疲勞壽命的估算方法應用于多種非比例加載會給出偏于危險的疲勞壽命預測。

朱正宇等［18］采用薄壁圓管試樣對航空用、汽車用等各類鋁合金進行多軸比例和非比例加載試驗。用彈性力學方法及彈塑性有限元方法對多軸加載下循環應力應變關系和多軸疲勞損傷累積規律進行了研究，探討多軸非比例加載低周疲勞特性及微觀機理。

國外研究學者 Véronique Doquet，H.Nakamura［19，20］等人對鈦合金薄壁圓管試樣在拉扭多軸非比例加載下進行試驗，來研究材料在該載荷下疲勞裂紋萌生及擴展行為。在非比例多軸加載下，試樣將承受更大的應變，萌生更多的裂紋，疲勞壽命為比例加載下的十分之一。尚德廣，王建國，王連慶［21］等對高溫合金GH4169薄壁管試樣在拉扭多軸載荷下的疲勞特性及裂紋擴展機理進行了較為系統的研究。他們利用GH4169薄壁管疲勞試樣測試了在控制應變拉扭循環加載情況下的數據，提出一種基于單軸疲勞材料常數和高溫蠕變特性可以同時預測單軸、多軸比例加載，多軸非比例加載下疲勞壽命模型。

這種薄壁管狀試樣試驗研究較多，且有一定的工程應用背景，但是與航空發動機葉片所受離心力疊加振動應力的受載狀況并不相同，而且薄壁管狀與葉片的實際形狀相差甚遠，所得疲勞性能數據不能作為葉片設計的參考數據。

2.3 評價航空發動機葉片的多軸疲勞試驗

目前航空發動機葉片多軸疲勞試驗研究對象包括葉片用材和實物葉片，多采用“有限元計算模擬+關鍵多軸疲勞試驗驗證”的方法，有限元模擬的關鍵是建立起能夠描述零構件累積損傷的模型。國內外廣泛應用的有限元商業軟件有 LS-DYNA，NSYS/LS-DYNA， PAM-CRASH， DYNAFORM，ABAQUS/Explicit等。

航空發動機葉片在高速旋轉所產生的離心應力和各種類型的彎曲振動應力共同作用下服役，國外已經有學者對葉片用鎳基高溫合金開展了拉伸-彎曲振動多軸疲勞試驗。通過調研，國內可進行多軸的拉伸-彎曲振動的設備幾乎沒有，關于拉伸-彎曲振動的多軸疲勞試驗研究幾乎空白。國外對葉片用材的多軸疲勞試驗研究，多為十字花樣或薄壁管狀多軸試驗研究，與葉片實際工況相距甚遠。國內的多軸疲勞研究多集中于不銹鋼、鋁合金等傳統材料上，受載方式多為拉壓扭轉或者平面雙軸拉壓，少有航空發動機葉片用材的多軸疲勞研究。

航空發動機葉片服役條件下所受載荷譜復雜，如圖 4 所示。Takashi Ogata［24，25］等人基于有限元應力分析對發動機用鎳基高溫合金進行模擬及試驗驗證。對鎳基高溫合金在多軸熱機械疲勞載荷下蠕變斷裂、疲勞失效特征機理等進行了研究。試驗結果符合非線性累積損傷模型，并將此模型應用于定向凝固高溫合金渦輪葉片的疲勞失效分析中。

圖4 飛機起落過程中葉片所受載荷譜Fig.4 Schematic periodic overloads of the blades

Bok-Won Lee［22］等人指出完全模擬發動機復雜的試驗條件是非常困難的，但也許可以進行代表性的試驗。他們發明了一套多軸疲勞試驗設備來模擬離心載荷、渦輪盤張力和葉片振動。試驗后，可以清晰地觀察接觸邊緣萌生的疲勞裂紋，同時可以直接模擬發動機工況，在設計階段可以更客觀合理地模擬榫頭的微動疲勞行為。根據試驗件外形進行應力應變分析，采用半獨立的方法對表面張力和亞表面應力場進行準確評估。通過葉盤的厚度計算葉片表面的彎曲應力，進一步得知葉片和渦輪盤的體積應力和彎曲應力。應用短滯止裂紋方法進行應力分析來預測葉片試件的疲勞行為，結果與試驗觀察擬合較好。

R.Rajasekaran，D.Nowell［23］對葉片的榫頭根部進行拉伸-彎曲振動多軸疲勞試驗，采用通用的有限元模擬軟件ABAQUS對榫頭應力-應變分布進行有限元分析，得出半獨立式壽命預測模型。采用該模型對表面張力和亞表面應力場進行準確評估。這種試驗方法很好地模擬了壓氣機葉片在實際服役工況下承受的多軸疲勞載荷，采用該模型進行壽命預測的結果也與試驗觀察擬合較好。

近期，葡萄牙材料和表面工程研究所在歐盟項目中提出了一種新的多軸試驗方法［24］。該方法在傳統的疲勞試驗機上安裝電子激振器來模擬葉片的振動，建立了一個可以對板狀、棒狀試樣進行拉-彎多軸疲勞試驗的平臺。試樣的兩個固定端通過葉片彈簧(Leaf spring)與拉壓試驗機本體相連接，一方面可以避免激振器的振動力傳遞到拉壓試驗機本體，另一方面讓試樣產生振動。激振器的振動力加載到試樣的一個固定端，能產生1.5kHz的振動從而模擬發動機葉片在工作時產生的彎曲振動，如圖5所示。對試樣的軸向低周疲勞載荷采用常規的液壓伺服拉壓試驗機加載，而沿試樣橫向的高周HCF彎曲振動通過電磁激振器來加載。因此，這種試驗方法可以實現多軸高低周組合疲勞試驗，能更加準確地模擬葉片材料的實際受載狀態。這種新的試驗方法可有效地測試發動機葉片的多軸疲勞性能。目前，國內少有類似的研究。

4 結束語

由航空發動機故障葉片的失效模式及失效原因統計分析可知，葉片的失效模式將近90%為各種形式的疲勞失效，葉片失效的主要原因是受到高轉速的離心力疊加各類振動應力的多軸載荷作用。復雜載荷所造成的多軸疲勞損傷成為限制葉片使用壽命的重要因素。此外葉片材料比較昂貴，葉片成本較高，為延長構件壽命、提高使用效率，需要研究人員深入研究葉片用材在近似服役環境載荷下的疲勞特性、疲勞損傷機理和破壞準則。這些原則上取決于疲勞試驗的結果，但是由于相關的多軸疲勞試驗很少，所以無法對葉片疲勞損傷機理進行深入了解，無法對現有疲勞破壞準則作全面而系統的評估，也就無法進行恰當的安全評估和準確的壽命預測。因此加強葉片多軸疲勞試驗的研究，無論是對多軸疲勞研究本身還是對葉片的設計使用、安全評估及壽命預測都意義重大。

目前，國內模擬葉片服役條件下的拉彎多軸疲勞試驗研究工作幾乎空白，國際上通過對葉片采用“有限元計算模擬+關鍵多軸疲勞試驗驗證”的方法，對葉片及與葉片形狀相似的板狀試樣進行拉彎多軸疲勞試驗研究并獲得了葉片設計及壽命估算所得數據。為了符合航空發動機葉片使用可靠性要求，要在試驗數據的基礎上建立葉片多軸疲勞試驗的試驗規范及葉片多軸疲勞損傷的評價標準，從葉片質量、技術角度建立起規范的葉片材料多軸疲勞性能數據庫，還要將這些試驗規范、評價標準、性能數據等運用到葉片的設計上，以便對設計進行驗證。

圖5 適用于葉片材料的拉彎多軸疲勞試驗系統Fig.5 Schematic diagram of new test rig for blade materials(a)structure and work principles;(b)experimental equipment

應盡快建立適合航空發動機葉片的試驗系統，模擬葉片服役條件進行多軸疲勞試驗。通過故障再現試驗，可以充分理解與描述葉片材料在多軸載荷下的損傷累積規律，豐富多軸疲勞理論模型，指導葉片的設計、選材、制造、加工、使用、維護等過程。通過研究近似服役條件下材料疲勞性能變化，為準確確定葉片的安全使用壽命提供試驗數據，進一步完善復雜環境下的材料與結構的損傷模型，提高葉片的使用可靠性，進而提高葉片使用壽命，減少葉片疲勞失效發生概率。

［1］BERETTA S，BERNASCONI A，CARBONI M.Fatigue assessment of root failures in HSLA steel welded joints:A comparison among local approaches［J］.International Journal of Fatigue，2009，31(1):102 －110.

［2］XU X L，YU Z W.An investigation on the failed blades in a locomotive turbine ［J］.Engineering Failure Analysis，2007，14:1322－1328.

［3］李韶華.如鋼人生［M］.北京:航空工業出版社，2010:92－96.

［4］陳建初.復雜加載疲勞試驗技術應用研究［D］.上海:上海交通大學，2008.

［5］李其漢，王延榮，王建軍.航空發動機葉片高循環疲勞失效研究［J］.航空發動機，2003，29(9):16 －18.(LI Q H，WANG Y R，WANG J J.Investigation of high cycle fatigue failures for the aero engine blades［J］.Aeroengine，2003，29(9):16 －18.)

［6］HOSSEIN A S，ASDOLLAH G.A thermo-micro-mechanical modeling for smart shape memory alloy woven composite under in-plane biaxial deformation［J］.International Journal of Mechanics and Materials in Design，2009，5(2):111－122.

［7］李偉.航空發動機葉片失效分析中的共性問題［J］.燃氣渦輪試驗與研究，2002，15(2):28 －32.(LI W.Common characteristics in failure analysis of aeroengine blade［J］.Gas Turbine Experiment and Research ，2002，15(2):28 －32.)

［8］CARTER T J.Common failures in gas turbine blades［J］.Engineering Failure Analysis，2005，12:237 －247.

［9］陶春虎，顏鳴皋.定向凝固和單晶葉片的損傷與預防［J］.材料工程，2003(增1):16 －21.(TAO C H，YAN M G.Damage of blades made by directionally solidified alloys or crystal alloys and its prevention［J］.Journal of Materials Engineering ，2003(Suppl 1):16－21.)

［10］曾天翔.飛機事故及其原因統計分析［J］.航空標準化與質量，1998(6):37－43.

［11］高慶.某系列發動機壓氣機轉子葉片技術壽命研究［J］.航空發動機，2008，34(3):22 －26.(GAO Q.Investigation of rotor blade technology life for a series of aeroengine compressor［J］.Aeroengine，2008，34(3):22 －26.)

［12］尚德廣，孫國芹，蔡能.非比例加載TGH4169高溫多軸疲勞行為研究［J］.航空材料學報，2006，26(6):6－11.(SHANG D G，SUN G Q，CAI N.Multiaxial fatigue behavior of GH4169 superalloy under non-proportional loadings at high temperature［J］.Journal of Aeronautical Materials，2006，26(6):6 －12.)

［13］WANG Y Y，YAO W X.Evaluation and comparison of several multiaxial fatigue criteria［J］.International Journal of Fatigue，2004，26(1):17－25.

［14］YANG F P，YUANZ X G，KUANG B.Influence of loading path on fatigue crack growth under multiaxial loading condition［J］.Fatigue ＆ Fracture of Engineering Materials ＆Structures，2012，35(5):425 －432 .

［15］PAN W F，HANG C Y，CHEN L L.Fatigue life estimation under multiaxial loadings［J］.Int J Fatigue，1999，21:3－10.

［16］LIU J.Lifetime prediction under multiaxial variable amplitude loading-further development of the shear stress intensity hypothesis［C］//Proceedings of the 7th International Conference on Biaxial/Multiaxial Fatigue and Fracture，Berlin:European Structural Integrity Society，2004，401－408.

［17］王雷，王德俊.在多軸載荷下45鋼的循環特性［J］.材料研究學報，2002，16(4):339 －402.(WANG L，WANG D J.Fatigue characteristic of 45 steel under multiaxial loading［J］.Chinese Journal of Materials Research，2002，16(4):339 －402.)

［18］朱正宇，何國求，陳成澍，等.鑄造鋁合金在多軸非比例載荷下的低周疲勞行為研究［J］.鑄造，2006，55(12):1275－1279.(ZHU Z Y，HE G Q，CHEN C S.Study on multi-axial low cycle fatigue properties for under nonproportional loading of cast aluminum alloy［J］.China Foundry ，2006，55(12):1275 －1279.)

［19］DOQUET V，De VINCENT G .Dwell-fatigue of a titanium alloy at room temperature under uniaxial or biaxial tension［J］.International Journal of Fatigue，2012，38:118 －129.

［20］NAKAMURA H，TAKANASHI M，ITOH T.Fatigue crack initiation and growth behavior of Ti–6Al–4V under non-proportional multiaxial loading［J］.International Journal of Fatigue，2011，33:842 －848.

［21］尚德廣，王大康，孫國芹，等.多軸疲勞裂紋擴展行為研究［J］.機械強度，2004，26(4):423 －427.(SHANG D G，WANG D K，SUN G Q，et al.Behavior of multi-axial fatigue crack propagation［J］.Journal of Mechanical Strength ，2004，26(4):423 －427.)

［22］LEE B W，SUN J J，LEE H C.Investigations on fretting fatigue in aircraft engine compressor blade［J］.Engineering Failure Analysis，2011，18:1900 －1908.

［23］RAJASEKARAN R，NOWELL D.Fretting fatigue in dovetail blade roots［J］.Experiment and Analysis Tribology International，2006，39:1277 －1285.

［24］OGATA T，YAMAMOTO M.Life evaluation of IN738LC under biaxial thermo-mechanical fatigue［C］//Proceedings of the Sixth International Conference on Biaxial and Multiaxial Fatigue and Fracture，Lisbon，2001:839 －848.

［25］OGATA T.Biaxial thermomechanical-fatigue life property of a directionally solidified Ni-base superalloy［J］.Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2008，130(6):62101－62105.