模擬打傷/拋修缺口對TC17鈦合金葉片振動疲勞性能的影響

（中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500）

現代飛機在服役過程中，其動力裝置航空發動機會吸入各種外來物，風扇/壓氣機葉片可能發生被外來物撞擊而受到損傷的事件。外物打傷是航空發動機風扇和壓氣機葉片最為常見的損傷形式之一。打傷缺口通常出現在葉片的前緣或尾緣，即使其面積不大，也會破壞葉片的結構完整性，在一定程度上影響其工作可靠性和使用壽命[1–3]。低代次航空發動機中，葉片和輪盤通常采用榫頭–榫槽連接，某個葉片損壞后可以直接更換。然而，先進航空發動機中大量采用鈦合金整體葉盤結構，將葉片和輪盤設計為一體，葉片損傷后無法直接更換[4]。如果因為個別葉片的損壞就將整體葉盤報廢，必將帶來巨大的維護成本。因此，必須發展整體葉盤葉片的修復技術[5]。當葉片的損傷面積較大時需要進行“增材”修復，當葉片的損傷面積較小時可采用“拋修”修復[6–7]。打傷缺口和拋修缺口處產生的應力集中、微結構損傷等可能嚴重削弱葉片的高周疲勞抗力，降低葉片的使用壽命[8–10]。因此，為了保證整體葉盤和發動機的安全使用，必須對打傷葉片和拋修葉片的振動疲勞性能進行評估，以確定拋修效果，確保飛行安全。

本文通過設計模擬打傷葉片和拋修葉片的振動疲勞試驗，對TC17鈦合金模擬葉片打傷后和拋修后的振動疲勞性能進行評估，并對疲勞斷口進行分析，以期為TC17鈦合金整體葉盤外物打傷葉片的修復提供參考和依據。

1 試驗及方法

大量統計表明，風扇和壓氣機轉子葉片的外物打傷主要發生在葉片前緣和尾緣。損傷形式主要表現為缺口、撕裂和凹坑等。打傷缺口通常為“V”形缺口，其典型形貌如圖1所示[11–12]。打傷缺口處存在應力集中、殘余應變場和材料微觀組織損傷，對葉片的疲勞性能影響很大。葉片的打傷缺口尺寸較小時可采用拋光打磨的方式進行修復[11,13]。

圖1 風扇/壓氣機轉子葉片打傷缺口典型形貌Fig.1 Typical damaged notches of fan/compressor rotor blades

參照壓氣機轉子葉片的結構形式，設計了模擬葉片。與真實轉子葉片相比，模擬葉片對葉形結構進行了合理簡化以便于加工和試驗，且不影響試驗結果評估。為了分析打傷缺口和拋修缺口對應力集中及疲勞壽命的影響，參照實際葉片常見的打傷形式和拋修方案，在模擬葉片的前緣設計了打傷缺口和拋修缺口，結構形式如圖2所示。打傷缺口為“V”字形，深度為2.5mm，底部圓弧半徑為1mm。拋修缺口有3種結構形式，缺口深度均為2.5mm，缺口尖銳程度依次降低，拋修缺口Ⅰ為半圓形，拋修缺口Ⅱ為半橢圓形，拋修缺口Ⅲ為圓弧形。

圖2 打傷缺口和拋修缺口的結構Fig.2 Structure of damaged and repaired notches

表1 TC17鈦合金的性能數據Table 1 Properties of TC17 titanium alloy

采用有限元軟件ANSYS對模擬葉片進行振動模態分析，計算了無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片的第1階固有頻率、第1階振型及其振動應力分布情況。有限元計算時所用的材料性能列于表1[14]中，模擬計算時有限元單元類型選用20節點的SOLID186單元，在模擬葉片的榫頭上施加完全約束，模擬葉片的其他部位自由無約束。加工了無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片，并對這些葉片開展了振動疲勞試驗。模擬葉片加工用料在β熱模鍛TC17鈦合金整體葉盤鍛件上切取，TC17鈦合金的熱處理制度為：800℃，4h，WC+630℃，8h，AC；熱處理后的材料組織為細密的網籃組織。加工后的模擬葉片在電磁振動臺上進行振動頻率測試和疲勞壽命試驗。試驗時通過夾持榫頭將模擬葉片剛性固定在振動臺上，試驗溫度為室溫。模擬葉片的振動頻率采用錘擊法測量，測量時所用力錘的末端連接到測試系統的多通道采集前端接口。使用帶有力傳感器的力錘前端對模擬葉片進行敲擊，同時在模擬葉片的拾振點處拾取經敲擊而產生的振動衰減信號。模擬葉片的振動衰減信號經由多通道采集前端輸入到計算機中，計算機中的測試分析系統對信號分析處理后可以得到模擬葉片振動響應的頻譜圖，從頻譜圖中可以辨識出模擬葉片的第1階固有頻率。疲勞壽命試驗時，首先在無缺口模擬葉片葉根附近的大應力區（根據有限元計算結果確定）粘貼應變片，然后在較低的振動加速度下對模擬葉片進行激振，同時采用激光位移傳感器監測葉尖的振動位移，獲得最大振動應力與葉尖位移量的對應關系。最后，加大激振加速度，使得葉尖位移量達到葉根最大振動應力為460MPa時對應的位移值，并在此葉尖位移值下對所有模擬葉片進行振動疲勞試驗。當模擬葉片的振動頻率下降超過1%時停止試驗，對模擬葉片進行熒光檢查，若發現裂紋則將振動循環次數作為模擬葉片的疲勞壽命。每種結構的模擬葉片選擇4件進行振動頻率和疲勞壽命試驗。試驗后，采用掃描電子顯微鏡（SEM）對疲勞裂紋進行斷口分析。

2 結果與討論

2.1 有限元模擬

為了分析打傷缺口和拋修缺口是否會影響葉片的固有振動頻率，采用有限元計算獲得了無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的第1階振動頻率，結果列于表2中?？梢钥闯觯瑹o缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的第1階振動頻率相差不多?？梢?，打傷缺口和拋修缺口對葉片的固有振動頻率沒有顯著影響。與葉片振動頻率的測試值對比發現，模擬計算值與試驗測試值吻合較好，相對誤差在7%以內。還發現每種模擬葉片振動頻率的測試值均略大于模擬計算值，其原因與模擬葉片實際加工厚度均為正公差有關。由于模擬葉片的實際加工厚度略大于設計的名義厚度，導致其剛度增大、固有頻率增加，因而其振動頻率的測試值均大于模擬計算值。

表2 模擬葉片的第1階振動頻率和應力集中系數KtTable 2 First natural frequency and stress concentration factor Kt of simulated blades

有限元計算發現，缺口應力集中系數Kt隨缺口形式的改變而發生明顯變化，見表2。打傷缺口的應力集中系數最大，為2.87。經過拋修以后，應力集中系數明顯降低，且隨著拋修缺口尖銳程度的降低，Kt逐漸減小。

葉片的振動疲勞斷裂與其各部位的應力分布密切相關。為了分析不同結構模擬葉片疲勞裂紋的萌生位置，對無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片在第1階振動模態下的相對振動應力分布進行了分析，如圖3所示。可以看出，在第1階振動模態下，無缺口模擬葉片的最大振動應力位于葉根處，如圖3 （a）所示。打傷缺口模擬葉片由于缺口比較尖銳，應力集中程度高，在缺口底部的應力遠超過了葉根處的應力，因而最大應力從葉根轉移到缺口處，如圖3（b）所示。缺口經過拋修以后，尖角鈍化，應力集中系數大幅度降低，缺口處的應力顯著降低，與葉根處的應力基本相當，最大應力出現在葉根與缺口交匯處，表明拋修可以大幅度降低缺口處的應力。

2.2 振動疲勞試驗

在電磁振動臺進行振動疲勞試驗，當葉根處振動應力為460MPa時，無缺口模擬葉片、打傷缺口模擬葉片和3種拋修缺口模擬葉片的振動疲勞壽命如圖4所示。可以看出，無缺口模擬葉片的振動疲勞壽命最高，在（0.28~1.12）×107周次范圍內，4個葉片的疲勞壽命分散性較小，疲勞裂紋均在葉根處萌生。打傷缺口模擬葉片的疲勞壽命最低，并且分散性大，4個模擬葉片中只有1個模擬葉片的疲勞壽命達到了8.9×105周次，另外3個未加載到預定的試驗應力就出現了裂紋，疲勞裂紋均在缺口處萌生。3種拋修缺口的疲勞壽命介于無缺口模擬葉片和打傷缺口模擬葉片的疲勞壽命之間，其中拋修缺口Ⅰ模擬葉片的疲勞壽命比其他兩種稍高并且分散性較小，4個葉片的壽命在（1.74~6.59）×106周次范圍內。拋修缺口Ⅱ模擬葉片的疲勞壽命較低并且分散性較大，4個葉片中有2個未達到預定的試驗應力就出現了裂紋，另外2個葉片的壽命分別為0.24×106周次和4.57×106周次。拋修缺口Ⅲ模擬葉片的疲勞壽命也比較低，4個葉片中有1個未達到預定的試驗應力就出現了裂紋，另外3個葉片的壽命分別為0.18×106周次、0.35×106周次和3.53×106周次。

振動疲勞試驗后通過熒光檢查和體視顯微鏡觀察對模擬葉片中疲勞裂紋的萌生位置進行了分析。無缺口模擬葉片的疲勞裂紋起始于模擬葉片葉寬中部的葉根附近，3種拋修缺口模擬葉片的疲勞裂紋產生于葉寬中部與缺口之間的區域，裂紋出現的位置與有限元計算的最大應力位置相一致。打傷缺口模擬葉片的疲勞裂紋產生于缺口底部，也與有限元計算的最大應力位置相同。

圖3 模擬葉片在第1階振動模態下的相對振動應力分布Fig.3 Relative vibration stress distribution of simulated blades on the first mode

結合有限元計算結果，無缺口模擬葉片葉根附近區域的應力在所有模擬葉片中最?。ㄈ~根應力未與缺口根部應力疊加），因而疲勞壽命最長且分散性較小，疲勞裂紋均出現在應力最大的葉根處，即圖3（a）應力云圖中的紅色區域。模擬葉片出現缺口后，由于應力集中效應導致缺口處應力大幅增加。缺口附近的應力很大，當每個模擬葉片的結構尺寸、表面狀態甚至試驗條件略有差異時均會導致疲勞壽命的顯著變化。因而，打傷缺口模擬葉片的疲勞壽命最短，分散性最大，疲勞裂紋出現在應力集中最嚴重的缺口處，即圖3（b）應力云圖中的紅色區域。打傷缺口經過拋修以后，缺口處的應力有所降低，最大應力出現在葉根與缺口交匯處，因而疲勞壽命比打傷缺口模擬葉片有明顯提高，但是比無缺口模擬葉片有所降低。3種拋修缺口中，拋修缺口Ⅰ模擬葉片的疲勞壽命最長，分散性最??；拋修缺口Ⅱ模擬葉片和拋修缺口Ⅲ模擬葉片的疲勞壽命相差不大，且都有一定的分散性。對比3種拋修模擬葉片的缺口應力集中系數發現，振動疲勞的壽命與缺口應力集中系數沒有嚴格的對應關系，最尖銳拋修缺口葉片（缺口Ⅰ，Kt=1.91）的振動疲勞性能最好。其原因是缺口經過拋修以后，振動應力分散在葉根與缺口之間的區域內，未完全集中在缺口根部，因而其疲勞壽命與缺口處的應力集中系數關聯性減少，更大程度地受到葉片結構和加工質量的影響[14–16]。斷口分析表明，拋修缺口葉片的疲勞裂紋均產生于葉根與缺口之間的區域，并未產生在缺口底部，也有力地證實了上述解釋。

2.3 斷口分析

圖4 模擬葉片的振動疲勞壽命Fig.4 Vibration fatigue life of simulated blades

振動疲勞試驗后的模擬葉片沿裂紋打開，采用放大鏡和掃描電子顯微鏡進行斷口分析。圖5給出了模擬葉片疲勞裂口的宏觀形貌，可以看出，振動疲勞斷口比較平坦，無缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的疲勞斷口宏觀表現為半橢圓形貌，打傷缺口模擬葉片的疲勞斷口宏觀表現為類似扇形的形貌。模擬葉片疲勞裂紋的長度在4~14mm區間，裂紋深度在1.2~1.9mm區間。無缺口模擬葉片的裂紋長度較大，深度較??；打傷缺口模擬葉片和拋修模擬葉片的裂紋長度相對較小，而深度較大。

圖6是模擬葉片疲勞裂紋斷口在掃描電子顯微鏡中的低倍放大形貌?？梢钥闯?，疲勞斷口比較平坦，具有非常典型的疲勞弧線（即貝紋線）特征。無缺口模擬葉片和拋修缺口模擬葉片的疲勞裂紋產生于葉片根部附近或者葉片根部與缺口之間的區域，打傷缺口模擬葉片的裂紋產生于缺口底部，如圖6（b）所示。

圖7是無缺口模擬葉片疲勞裂紋在掃描電鏡下的斷口形貌特征。分析發現，疲勞裂紋主要起源于模擬葉片的表面，如圖7（a）所示，且大部分模擬葉片的疲勞源處都有微小凹坑、劃痕等表面損傷。表面損傷的尺寸在0.03~0.1mm區間，疲勞裂紋在這些表面損傷處萌生后，向基體內部擴展，如圖7（b）所示。微小的表面損傷破壞了模擬葉片的表面完整性，導致疲勞裂紋從此處萌生，說明TC17鈦合金的疲勞性能對表面的微小損傷非常敏感。疲勞擴展區中具有明顯的疲勞弧線，為典型的網籃組織疲勞斷口，可以觀察到沿α/β片狀網籃組織界面開裂的特征，如圖7（c）中箭頭所示。瞬斷區（人為打開疲勞裂紋時形成）與疲勞擴展區的形貌特征差別顯著，存在著明顯的界面，如圖7（d）所示。瞬斷區由大量的韌窩構成，表現為典型的韌性斷裂特征。

圖5 模擬葉片疲勞斷口的宏觀特征Fig.5 Microscopic features of simulated blades’ fatigue fracture

圖6 模擬葉片疲勞斷口在掃描電鏡中的低倍放大形貌Fig.6 Low magnification morphology of simulated blades’ fatigue fracture in SEM

圖7 模擬葉片疲勞斷口的微觀特征Fig.7 Microscopic features of simulated blades’ fatigue fracture

3 結論

（1）打傷缺口和拋修缺口對模擬葉片的第1階振動頻率沒有顯著影響。

（2）與無缺口模擬葉片相比，打傷缺口模擬葉片振動疲勞壽命明顯降低且壽命分散性增大，拋修缺口模擬葉片的振動疲勞壽命介于兩者之間。

（3）對打傷缺口模擬葉片進行拋修可以顯著提高葉片的振動疲勞壽命。拋修缺口形狀對葉片振動疲勞壽命有顯著影響，拋修缺口Ⅰ結構的疲勞壽命最長。拋修缺口葉片的疲勞裂紋均產生于葉根與缺口之間的區域，其疲勞壽命與缺口處的應力集中系數關聯性較少，而主要受葉片結構和加工質量影響。

（4）模擬葉片的疲勞斷口比較平坦，疲勞源區多位于大應力區表面的微小損傷處，疲勞擴展區具有典型的疲勞弧線和沿α/β片狀組織界面開裂的特征。