TC17合金彎曲振動超高周疲勞試驗

許 巍 ，陳 新

（中國航發(fā)北京航空材料研究院航空材料檢測與評價北京市重點實驗室1，中國航空發(fā)動機集團材料檢測與評價重點實驗室2：北京100095）

0 引言

以往材料疲勞測試的最大循環(huán)數(shù)普遍不超過107周次，其主要原因之一是傳統(tǒng)上認為材料的S-N曲線在107周次之前就趨于水平，由此認為材料存在無限疲勞壽命[1]。隨著疲勞測試水平的不斷提升，許多工程材料直到1010周次的應力循環(huán)后仍會發(fā)生疲勞斷裂，這也對航空發(fā)動機設計理念產(chǎn)生了重要影響[2-4]，修訂后的國家軍用標準《航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機通用規(guī)范》（GJB241A-2010）就明確規(guī)定：“航空發(fā)動機所使用的全部鈦合金構(gòu)件應至少具有109循環(huán)疲勞壽命”。于是對鈦合金的高周疲勞性能數(shù)據(jù)提出了更高的要求。

對超高周疲勞測試而言，由于加載的循環(huán)周次非常高，如何提高測試效率便成為能否有效開展超高周疲勞測試的關鍵[5-7]。目前，歐洲和美、日等[8-10]發(fā)達國家發(fā)展了超高頻率加速疲勞試驗系統(tǒng)，并開展了大量的測試研究工作，部分研究成果已在航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)設計中得到應用，并提高了現(xiàn)有的疲勞設計規(guī)范水平，加深了疲勞破壞機制的認識。超聲疲勞試驗就是其中一種重要的測試手段，為材料超高周疲勞研究提供了有力支撐。在實際測試過程中，試樣的加載頻率可達到20 kHz，盡管試驗效率比較高，但由于加載頻率極高、試樣過熱等不利因素對測試結(jié)果將會產(chǎn)生較大影響；超聲疲勞與普通高頻疲勞測試條件下的材料破壞機理是否相同還處于爭議中[10-11]。此外，由于航空發(fā)動機鈦合金葉片的自振頻率大多處于幾百到上千赫茲范圍內(nèi)，因此采用高達20 kHz 的加載頻率下的疲勞性能測試數(shù)據(jù)作為發(fā)動機葉片設計用性能數(shù)據(jù)可能缺乏可靠性。Guennec 等[11]指出，20 kHz 的加載頻率對結(jié)果存在明確差異，其疲勞強度差異甚至高達50%。國內(nèi)目前針對高周疲勞試驗主要采用高頻疲勞試驗機，這類試驗技術(shù)較為成熟，基本能滿足107循環(huán)數(shù)以內(nèi)高周疲勞測試需求，但測試頻率通常只有200 Hz，完成單根試樣109循環(huán)數(shù)的疲勞試驗需要近2個月，而完成一條完整的疲勞應力-壽命（S-N）曲線在不停機的條件下需要1 年多時間，試驗效率難以滿足超高周疲勞測試的要求。因此亟需提出合理高效的超高頻測試方法，以兼顧測試效率和結(jié)果可靠性。近年來，許巍等[12-14]提出采用電磁振動臺開展超高頻疲勞研究的方法，并通過某型航空發(fā)動機用鈦合金的對比試驗進行驗證[13-14]。

本文采用該高頻振動疲勞的試驗方法，針對某型航空發(fā)動機用鈦合金TC17，自主設計超高頻疲勞試樣開展超高周疲勞試驗，獲取超高周范圍內(nèi)的疲勞曲線，并通過升降法獲取了該鈦合金109循環(huán)數(shù)對應的疲勞極限，并與常規(guī)標準疲勞試驗結(jié)果進行了對比驗證。

1 試驗過程及方法

1.1 試驗材料

本文試驗件為TC17 合金板材。TC17 合金是一種富 β 的 α-β 鈦合金，其名義成分為 Ti-5Al-2Sn-2Zr-4Mo-4Cr，具有高強度、高韌性和良好的疲勞性能、熱穩(wěn)定性、熱加工性和焊接性，長期使用溫度接近430 ℃，廣泛應用于軍、民用航空發(fā)動機風扇和壓氣機零件。TC17 合金的主要化學成分見表1。本文涉及的全部試樣均取自某型航空發(fā)動機的整體風扇盤鍛件的輪緣位置，取向均為該盤鍛件的徑向（R 向）。

表1 TC17合金主要化學成分

1.2 試驗設備和試樣

本文采用主要的試驗設備是自主設計的振動疲勞試驗系統(tǒng)，該測試系統(tǒng)的主體設備是ES-10D-240電磁振動臺（最大推力為10 kN），還包括自主設計的專用夾具、信號采集、控制系統(tǒng)、激光位移傳感器和加速度傳感器等，系統(tǒng)組成如圖1 所示。該振動疲勞試驗系統(tǒng)具有自動掃頻、閉環(huán)控制等特點，能給出激振頻率-位移響應曲線，從而為確定共振頻率提供依據(jù)。

圖1 振動疲勞試驗系統(tǒng)

目前針對材料超高周疲勞測試還沒有公認的試驗標準，廣泛使用的超聲疲勞也沒有公開發(fā)布的試驗標準。本文提出的超高頻疲勞測試方法本質(zhì)上仍屬于振動疲勞范疇，因此參考現(xiàn)有航空標準《發(fā)動機葉片及材料振動疲勞試驗方法》（HB5277-1984），同時對現(xiàn)有試驗方法進行有針對性的改進，以滿足試驗需求。

本文采用的超高頻試樣屬于非標試樣，無固定形狀樣式可以參考，而非標疲勞試樣的設計通常需要在充分計算的基礎上初步確定[15-16]。在試樣的設計過程中，本文采用有限元方法，嘗試建立多種形狀尺寸的板材試樣，進行動力學模擬，得到試樣危險區(qū)的應力分布特征情況和固有振動頻率值。其設計目標有2 點：保證試樣的固有頻率能夠達到1000 Hz 左右；保證在加載過程中試樣工作段的應力值顯著較高。

經(jīng)過反復迭代計算（具體過程這里不再贅述），確定的試樣形式為超高頻疲勞試樣形式，如圖2所示。圖中所示試樣左端為固定夾持端，其中2個圓形通孔為夾持用螺栓預留孔，而左端設置的3 個小圓孔目的是調(diào)節(jié)試樣的固有頻率。

圖2 超高頻試樣尺寸和形狀（厚度為3 mm）

1.3 試驗過程

通過掃頻的方式確定試樣的共振頻率，激振加速度設定為0.5g（g為重力加速度），加載曲線為正弦曲線。利用激光位移傳感器監(jiān)控試樣的振幅。通過改變激勵頻率得到試樣的激勵頻率-振幅響應（頻-響或f-A）曲線，具體頻-響曲線如圖3所示。頻-響曲線為近似對稱峰形曲線，這是典型的線性振動條件下的掃頻曲線，波峰處對應的頻率值為共振頻率，即初始1階固有頻率，約為1756 Hz。

圖3 通過頻掃曲線確定超高頻試樣的固有頻率

本文的彎曲振動超高周疲勞的應力值基于電阻應變計的電測方法獲取，通過在試樣危險區(qū)表面粘貼電阻應變計，并利用動態(tài)應變儀獲取應變值。在試驗前，通過多級應力標定的方法確定不同振幅條件下的應力值，通過線性擬合確定振幅-應力的標定關系。在試驗中通過控制振幅來控制試驗全過程中的應力水平。

振動疲勞試驗通常在共振狀態(tài)下進行，根據(jù)掃頻曲線（圖3）可知超高頻試樣的穩(wěn)定激振頻率為1756 Hz。按照航標HB 5277-1984 的規(guī)定，當共振頻率降低了1%時，即判別試樣失效，停止試驗。此外，根據(jù)TC17合金超高周疲勞性能的考核需求，終止循環(huán)數(shù)設定為109。如果達到該循環(huán)數(shù)，試樣沒有發(fā)生破壞，同樣停止試驗。

圖4 TC17合金彎曲振動超高頻試驗結(jié)果及其S-N曲線

針對中壽命區(qū)和長壽命區(qū)分別按照成組法和升降法預設加載應力值[17]，通常，疲勞試驗需要充分考慮獲得壽命結(jié)果的分散性，而保證足夠的試樣數(shù)量是獲得可靠疲勞性能結(jié)果的前提[18]。為了使得本文獲取的S-N曲線具有較高的可靠性，預備試樣數(shù)量超過30根。

2 試驗結(jié)果和討論

2.1 試驗結(jié)果

本文獲得的測試原始數(shù)據(jù)點及其對應的S-N曲線如圖4 所示。其中，有效數(shù)據(jù)點是32 個，S-N曲線采用3參數(shù)冪函數(shù)模型進行擬合[17]

采用最小二乘法進行回歸計算，得到B1、B2和B3的參數(shù)值分別是26.420、8.398和266.973，根據(jù)圖4可發(fā)現(xiàn)隨著循環(huán)壽命的增加，應力水平持續(xù)降低，特別是107循環(huán)后沒有表現(xiàn)出明顯的平臺區(qū)，而表現(xiàn)出緩慢降低的趨勢。此外，TC17 合金在中等壽命區(qū)表現(xiàn)出一定的分散性，其相似的分散性在該材料的軸向高周疲勞和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞測試中均有表現(xiàn)。

本文中的109循環(huán)數(shù)對應的條件疲勞強度（疲勞極限）采用升降法來確定。升降法在傳統(tǒng)高周疲勞測試中的應用十分廣泛，是目前航空材料疲勞極限測定的主流方法，由于對最少試樣數(shù)量存在一定要求，普遍認為采用升降法獲取疲勞極限的準確性比較高。根據(jù)升降區(qū)數(shù)據(jù)（如圖5 所示）可以確定本文采用的TC17 合金的109循環(huán)數(shù)對應的條件疲勞強度是400 MPa。這里需要指出的是通過擬合方程確定的109循環(huán)數(shù)對應的疲勞強度值是386 MPa，造成這種差異的原因有以下2 點：首先是方程是對參與計算的所有試驗數(shù)據(jù)進行擬合，也就是說高應力區(qū)的試驗數(shù)據(jù)點也會對曲線結(jié)果產(chǎn)生影響；另外，在擬合過程中并沒有對圖4 中8 個溢出點區(qū)別對待，也就是說同樣按斷點處理，造成確定的條件疲勞強度存在一定程度的偏低。對于航空設計而言，這種影響使確定的疲勞強度閾值偏保守，在某種程度上提高了航空產(chǎn)品的安全性。

圖5 采用升降法確定109循環(huán)數(shù)對應的疲勞極限

如果將升降區(qū)的數(shù)據(jù)等效處理成1 個數(shù)據(jù)點，即Nf=109循環(huán)數(shù)時σmax=400 MPa，可以重新按照上述3參數(shù)冪函數(shù)模型進行擬合，擬合參數(shù)B1、B2和B3分別為10.426、1.918 和 394.471。新的擬合曲線如圖4 中紅色虛線所示，可以發(fā)現(xiàn)該曲線在循環(huán)數(shù)接近109時逐漸表現(xiàn)出平臺區(qū)的特征，即隨著循環(huán)數(shù)的增加，應力變化逐漸趨于水平，其展現(xiàn)的變化趨勢可能更符合超高周疲勞的S-N曲線特點。

2.2 分析比較

為了驗證本文采用的彎曲振動超高頻疲勞試驗結(jié)果的準確性，將本文結(jié)果與本課題組前期已經(jīng)開展的針對同種TC17合金常規(guī)高周疲勞測試結(jié)果進行比較。前期已經(jīng)完成了2 種類型的高周疲勞試驗分別是軸向高頻疲勞試驗和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞試驗，測試頻率分別為125、83.3 Hz。由于受常規(guī)疲勞的加載效率限制，最終加載循環(huán)數(shù)并沒有達到109，但在已完成的循環(huán)數(shù)內(nèi)對不同方法的測試結(jié)果進行比較也具有一定的實際意義。

3 種測試條件下的結(jié)果比較見表2。表中所有數(shù)據(jù)點并不是原始的測試數(shù)據(jù)，而是根據(jù)方程得到擬合曲線的計算值，考慮了5 種典型循環(huán)數(shù)條件，分別是1×106、5×106、1×107、3×107、1×108。為了更為直觀地展現(xiàn)其關系，給出不同加載條件下的S-N 曲線，如圖6 所示。總體而言，這幾種測試條件下的曲線變化趨勢保持一致。特別是隨著壽命的增加，3 種加載方式對應的疲勞應力值接近程度逐漸提高，可以推斷在超高周范圍內(nèi)，本文提出的彎曲振動超高頻疲勞測試結(jié)果與常規(guī)疲勞測試結(jié)果的一致性較高。

表2 不同疲勞加載條件下典型循環(huán)數(shù)對應疲勞應力的結(jié)果比較 MPa

圖6 超高頻測試結(jié)果與常規(guī)疲勞測試結(jié)果的比較

相比常規(guī)疲勞測試方法（即軸向高頻疲勞測試和旋轉(zhuǎn)彎曲疲勞測試），振動疲勞方法得到的應力水平存在一定程度的偏小，主要原因是振動疲勞測試實質(zhì)上是應力比為-1 的彎曲疲勞測試，振動疲勞中的表面應力水平較大，因此表面質(zhì)量對疲勞壽命的影響較為敏感，導致疲勞強度相對與軸向疲勞測試結(jié)果偏小。此外，與旋彎疲勞和軸向疲勞測試不同，振動疲勞不是以試樣發(fā)生完全分離斷裂為破壞判據(jù)，也就是說振動疲勞破壞試樣不存在破壞分離斷口，而是以共振頻率降低1%為破壞判據(jù)（HB5277-1984 的規(guī)定），這種破壞判據(jù)沒有考慮材料的差異性，可能會造成所測得的疲勞強度偏低。因此，今后需要針對超高頻測試需求，對該破壞判據(jù)進行合理修正，以提高測試結(jié)果的準確度。

3 結(jié)論

本文針對航空發(fā)動機用TC17 合金，提出基于彎曲振動超高頻疲勞測試方法獲取超高周條件下的疲勞曲線，并通過升降法獲取了該鈦合金109循環(huán)數(shù)對應的疲勞極限。在實際測試過程中的有效激振頻率達到1756 Hz 左右。同時，通過對比發(fā)現(xiàn)：本文提出的彎曲振動超高頻疲勞測試結(jié)果與常規(guī)疲勞測試結(jié)果的變化趨勢保持一致，特別是在超高周范圍內(nèi)的結(jié)果接近程度較高。彎曲超高頻測試方法的加載頻率相對常規(guī)疲勞測試方法得到顯著提升，且測得結(jié)果接近常規(guī)疲勞結(jié)果，因此本文采用的超高周疲勞測試方法具有十分良好的應用前景。