高溫高低周復合載荷試驗加載技術

張偉，由于，黃太譽，燕群，徐健

(中國飛機強度研究所航空發動機強度研究室，西安 710065)

航空發動機渦輪轉子葉片作為關鍵熱鍛部件，長期工作于高溫、高壓、高轉速的復雜環境下，葉片長時間受到多種載荷共同作用，嚴重影響航空發動機的使用壽命，尤其在航空發動機高推重比、高可靠性、長壽命的要求下，必須解決渦輪轉子葉片在復雜載荷耦合作用下的疲勞壽命，進行相應的試驗驗證。

渦輪轉子葉片正常工作時受到的外部載荷主要包含：溫度載荷、離心載荷和振動載荷。溫度載荷主要影響葉片材料的力學性能，材料強度隨溫度升高而降低，塑性隨溫度升高而增加；隨著高溫承載時間的增加，材料會產生緩慢而連續的塑性變形，即材料會發生蠕變；同時，塑性會顯著下降，材料的缺口敏感性增加，斷裂往往呈現脆斷現象。葉片高速旋轉時，葉片自重在葉身展向會產生較大的離心力，該離心力的大小與葉片自重和轉速高低有關，轉速變化一般發生在發動機開車關車、飛機起降階段，頻率較低，所以該離心力載荷為低周載荷。葉片在渦輪內部工作，會受到一定的氣動力和振動，在葉身法向會產生振動載荷，該振動載荷頻率較高，屬于高周載荷。渦輪轉子葉片在上述載荷共同作用下，極易產生蠕變-疲勞耦合失效[1]，直接影響航空發動機的使用壽命。據任軍針對提高渦輪葉片可靠性的問題，研究了渦輪葉片高低周復合疲勞機理并探索提高復合疲勞壽命的方法[2]。其中，對轉子葉片的復合疲勞壽命分析及試驗驗證顯得尤為重要。

渦輪轉子葉片的復雜載荷試驗技術方面，在國外，除Weser[3]在PREMECCY(predictive methods for the combined cycle fatigue in gas turbines)計劃中基于燃氣加熱裝置、拉伸疲勞試驗機和激振器開展了葉片模擬件在高溫氣流環境下高低周復合疲勞試驗技術研究之外，鮮有該方面試驗技術的公開報道。在國內，北京航空航天大學基于疲勞試驗機和電磁激振器實現葉片離心載荷和振動載荷的加載，利用感應加熱的方式實現溫度載荷的加載[4-5]。中國飛機強度研究所航空發動機強度研究室基于穆格控制器和液壓作動缸實現了離心載荷的獨立加載，基于電磁振動臺實現振動載荷的加載，采用內外夾具嵌套的方法，實現了正交載荷的解耦，完成了某涵道尾槳的疲勞壽命測試，復現了涵道尾槳的疲勞損傷失效模式[6-9]。

為了研究渦輪轉子葉片典型結構件在復雜載荷(高溫環境、離心載荷、氣動/噪聲振動載荷)共同作用下的疲勞壽命，需要開展基于模擬試驗件的耦合疲勞壽命試驗測試，以獲得模擬試驗件在復雜載荷環境下的疲勞壽命試驗數據，并開展預測結果與試驗結果的對比分析。基于此，現主要針對高溫環境、低周拉伸載荷和高周振動載荷3種載荷形式，開展新形式的溫度載荷加載技術研究和高低周復合載荷試驗技術的研究，以期為航空發動機渦輪轉子葉片的疲勞試驗設計提供實施方案。

1 試驗件及載荷

為了開展渦輪轉子葉片在溫度、低周離心載荷和高周循環載荷的共同作用下，轉子葉片的疲勞壽命，突破相關的驗證技術，需要開展渦輪轉子葉片的疲勞試驗。由于真實的渦輪轉子葉片加工難度大，工藝復雜度高，不易獲取，因此設計模擬件替代真實的渦輪轉子葉片，進行相關的試驗驗證。

渦輪轉子葉片模擬試驗件采用GH4133B高溫合金加工，試驗件全長200 mm，寬30 mm，厚2 mm；為了避免低周離心載荷施加導致的應力集中，使得試驗件的破壞位置不在預期位置，對低周離心載荷施加端進行加厚處理，厚度增加至12 mm，中間進行半徑20 mm的圓角過渡；考核區域位于試驗件中部位置，并進行缺口處理，來模擬真實渦輪葉片的葉根部位，選取葉根部位的應力集中系數為2，則缺口半徑為4 mm。模擬試驗件的示意圖如圖1所示。試驗件的加厚端開有一個直徑10 mm的銷控，用于低周離心載荷施加，另一端開兩個直徑10 mm的孔，用于試驗件和夾具的固支。

圖1 試驗件示意圖

渦輪轉子葉片正常工作時，處于高溫環境中的高速旋轉狀態下，該狀態下，葉片受到的外部載荷主要包括溫度載荷、高速旋轉產生的離心載荷，和氣動/噪聲/振動等產生的高周循環載荷，這3種載荷共同作用于渦輪轉子葉片，是轉子葉片疲勞損傷的主要載荷來源。

當前航空發動機一級轉子葉片溫度可達1 100～1 200 ℃，基于熱傳導分析，葉片根部的溫度約在600 ℃，因此，本次試驗將選擇600 ℃作為模擬試驗件的試驗溫度。

低周離心載荷經過計算，得到其最大值為21 kN，等效應力為1 050 MPa；高周循環載荷幅值4.72 mm，等效應力為350 MPa，載荷頻率為40 Hz，載荷時長20 s。因此作用于試驗件的載荷譜如圖2所示。

fH/fL為高低周載荷頻率；σH為高周循環載荷幅值；σLmin為低周循環最小應力值；Δσmajor為低周循環載荷幅值；t為載荷時長

2 加載測試技術研究

本試驗需要對試驗件施加溫度載荷、低周離心載荷和高周振動載荷，該3種載荷需同時加載，并且由于試驗件尺寸較小，可用空間有限，因此需充分考慮載荷加載方式。最終采用的整體加載方案如圖3所示。由電磁感應加熱裝置實現溫度載荷的加載，由液壓作動缸實現試驗件低周離心載荷的施加，由電磁振動臺實現試驗件高周振動載荷的加載，基于軸承機構實現試驗件離心載荷和振動載荷的解耦。

圖3 整體加載方案示意圖

2.1 溫度載荷加載

感應加熱[10-11]過程就是磁、電、熱3種能量的轉化過程。當給感應線圈通以交變的電流后，在線圈內外產生交變的磁場，當被加熱試驗件切割磁力線時，會產生感應電動勢，通過閉合回路感應電動勢又會產生電流，即渦流，渦流產生焦耳熱，從而達到加熱的目的。感應加熱的原理圖如圖4所示。

圖4 感應加熱原理

感應電動勢E可通過式(1)來計算，所產生的焦耳熱Q可用式(2)計算。

(1)

式(1)中：E為感應電動勢；N為感應加熱線圈匝數；dφ/dt為每秒穿過閉合回路內磁力線的變化。

Q=I2Rt

(2)

式(2)中：Q為產生的熱量；I為感應電流；R為電阻；t為加熱時間。

電磁感應加熱系統主要包括高頻振蕩電路模塊和感應線圈。高頻振蕩電路模塊將直流電源的電流調制為高頻交流電，輸出至感應線圈；感應線圈產生高頻、高強度的交變磁場；當試驗件處于該磁場時，會產生渦流，從而達到加熱試驗件的目的。

試驗時，將感應線圈固定至高頻振蕩電路模塊輸出端，同時輔以水冷設備，對感應線圈進行冷卻保護；在試驗件考核區域焊接K型熱電偶，采集試驗件的溫度，通過調節直流電源的輸出功率，從而達到調節試驗件的溫度的目的。感應加熱實物如圖5所示。

圖5 感應加熱實物

本次試驗溫度為600 ℃，經過測試，感應加熱系統可以滿足試驗要求，試驗件考核部位的溫度載荷加載準確，溫度恒定，無明顯波動。

2.2 低周載荷加載

穆格協調加載控制系統是廣泛應用于航空航天領域的加載測試系統，該系統采用直接數字閉環控制(direct digital closed loop control，DDC)，具有手動/自動兩種引入前饋的比例、積分、微分調諧方式；采用動/靜踏步法、相位補償和峰谷值補償等方法實現多通道的同步協調，搭配高分辨率的系統硬件，可實現靜態載荷誤差0.1%滿量程(full sale,F.S)，系統加載頻率100 Hz的載荷加載。單通道的獨立閉環控制原理如圖6所示。

圖6 穆格單通道閉環控制原理

低周離心載荷由穆格協調加載控制系統、力載荷傳感器、液壓作動缸組成的閉環控制系統進行加載，充分保證離心載荷加載的精準性。

低周離心載荷加載如圖7所示。離心載荷傳遞路線為：試驗件—離心載荷加載銷釘—內夾具—內夾具軸心—軸承—外夾具—作動缸加載接頭。在連接支架上開槽，將內夾具軸心安裝于軸心座中，保證在離心載荷和振動載荷加載過程中的穩定性。同時，采取軸承機構傳遞離心載荷，實現了離心載荷和振動載荷的解耦，從而保證振動載荷加載的可行性和離心載荷控制的穩定性。

圖7 低周載荷加載示意圖

經過調試，試驗結果表明，低周離心載荷加載準確、快速、平穩，滿足試驗要求。

2.3 高周載荷加載

電磁振動臺的工作原理就是電磁感應原理。振動臺的活動部分即動圈，當動圈的線圈通過電流時，根據“弗萊明”左手定律，帶有電流的線圈在恒定磁場中(由振動臺的勵磁線圈產生)將會產生運動，推動動圈和臺面運動，從而產生激振力；改變動圈電流的大小和方向，即可改變激振力的大小和臺面運動的方向。

當驅動線圈通過交流電流i=Imsinωt時，由于磁場作用，在驅動線圈上就產生電磁感應力F，感應力F的大小為

F=BLImsinωt

(3)

式(3)中：B為空氣氣隙中的磁感應強度；L為驅動線圈導線的有效長度；Im為驅動線圈中的電流幅值；ω為驅動交流電流的圓頻率。

因此，改變驅動交流電流的大小和頻率，就能改變振動臺的振動幅值大小和振動頻率。

高周振動載荷采用電磁振動臺進行加載，由粘貼在夾具上的加速度傳感器、振動控制儀和電磁振動臺，構成的閉環控制系統，采用位移控制的方式，可以準確控制試驗件的位移響應。高周振動載荷加載如圖8所示。振動載荷傳遞路徑為：試驗件—內夾具—連接螺栓—桿端球鉸軸承—轉接夾具—直線滑軌—轉接夾具—電磁振動臺。在振動載荷加載時，由電磁振動臺施加振動載荷,使得內夾具和結構件可以繞內夾具軸心往復運動，從而施加振動載荷。其中，結構件缺口倒圓位置通過內夾具軸心連線，以保證結構件振動載荷受載部位處于損傷考核區域。

圖8 高周載荷加載示意圖

2.4 高低周同步協調

高周載荷和低周載荷的同步協調加載，通過外部觸發的同步信號來實現。具體如下：①振動控制儀的輔助輸出端在開始加載時，輸出一個相同加載頻率的電壓信號；②高低電平觸發繼電器接收此電壓信號，轉換為通斷數字信號；③穆格協調加載控制系統的數字輸入端收來自繼電器的通斷數字信號，自動判斷是否執行自定義的腳本，自動按程序執行低周載荷的加載。

通過測試，同步觸發的時間小于0.5 s，證明該方法切實可行，可以實現兩種載荷的同步協調加載。

3 試驗及結果

3.1 同步協調加載試驗

試驗系統主要包括三部分：溫度加載控制系統、低周載荷加載控制系統、高周載荷加載控制系統，系統的組成如圖9所示。按照圖9所示的試驗系統示意圖，完成試驗系統的搭建，搭建完畢后，即可按照試驗要求和程序開展正式的高溫高低周復合載荷疲勞試驗。

圖9 試驗系統示意圖

試驗載荷加載流程如下：①進行溫度載荷加載，使試驗件考核區域溫度達到試驗要求的溫度；②將低周載荷加載至初始狀態并保持，等待同步觸發信號的觸發；③開始高周載荷的加載，同時，輸出同步觸發信號；④穆格協調加載控制系統接收到同步觸發信號，按照既定程序完成一個周期的低周載荷加載；⑤一個試驗周期結束，高周載荷停止，低周載荷回到初始狀態；⑥系統按照相應的判斷條件判斷是否繼續進行試驗，或者停止試驗。

試驗加載流程如圖10所示。

圖10 試驗加載流程圖

3.2 溫度加載結果

本次試驗中，溫度載荷為恒定載荷，溫度600 ℃。隨機選取某件試驗件的溫度載荷數據，如圖11所示。從加載結果可以看出，整個試驗過程中，試驗件溫度上升迅速，考核區域溫度穩定，無明顯波動，滿足試驗的要求。

圖11 溫度載荷加載結果

3.3 低周載荷加載結果

選擇任意一個低周離心載荷加載控制曲線，如圖12所示，加載誤差如圖13所示。

從圖12和圖13中可以看出，在單獨施加低周載荷時，加載準確，控制誤差很小；當低周載荷加載至目標值，開始施加高周載荷時，隨著高周載荷量值的增加，低周載荷的加載控制誤差也逐漸增大；當高周載荷量值達到100%時，低周載荷加載誤差隨之達到一個相對穩定的范圍之內，誤差值均小于5%，滿足試驗的加載精度要求。

圖12 低周載荷加載結果

圖13 低周載荷加載誤差

經過分析，引起低周載荷加載誤差的主要原因如下。

(1)高周載荷的加載幅值較大，頻率較高，其振動通過試驗件和夾具，對低周載荷的加載產生了影響。

(2)液壓作動缸為靜態作動缸，其頻響特性較低，對受到的高周振動載荷的影響，調節能力有限。

(3)夾具雖然完成了高周載荷、低周載荷的解耦及單獨加載，但高周振動載荷幅值較大，導致內外夾具產生一個相同頻率的振動，進而影響到低周載荷的加載。后續應充分考慮內外夾具之間的隔振措施及效果。

3.4 高周載荷加載結果

高周振動載荷的加載，以經過標定后的位移為控制對象，進行閉環控制加載。其中，2#為粘貼于振動臺臺面的加速度傳感器，4#為粘貼于試驗件頂部的加速度傳感器。隨機選取某時刻的加載控制結果進行分析，可以得出以下結論：①試驗過程中，振動臺面的位移為11.43 mm，試驗件頂部的位移為9.44 mm，試驗加載頻率40 Hz，與試驗要求的載荷一致；②2#加速度傳感器為標準的正弦波，反饋曲線光滑，表明振動臺工作正常；③4#傳感器整體為正弦，但反饋曲線不光滑，存在小幅值波動，表明試驗件在受載產生位移時，存在小的波動；④高周載荷加載精度滿足試驗要求。

經過分析，引起試驗件位移產生波動的原因是安裝間隙，包括：①試驗件與內夾具之間的安裝間隙；②內夾具與球鉸接頭之間的間隙；③水平滑軌與轉接夾具之間的間隙。

經過試驗，模擬試驗件的疲勞損傷狀態如圖14所示，在預設的缺口部位發生疲勞損傷斷裂，與理論分析的結果一致，充分驗證了試驗方法的正確性和有效性，為航空發動機熱端部件的多場耦合疲勞試驗驗證提供了一定的技術途徑和經驗積累。

4 結論

針對渦輪轉子葉片在高溫、高周/低周載荷共同作用下的疲勞壽命試驗，開展了高溫高低周復合載荷疲勞試驗技術研究，突破了電磁感應加熱試驗技術、高低周復合載荷同步加載技術、正交載荷機械解耦技術，并基于模擬試驗件進行了試驗驗證，試驗結果表明，電磁感應加熱技術溫度加載準確，高低周復合載荷可同步協調加載，載荷解耦方法正確，證明了該試驗技術的正確性。本試驗技術具有以下優點：①相比傳統的熱輻射加熱技術，電磁感應加熱技術加熱速度更快，加熱效率高，易操作，無污染，可隨時觀察試驗件的狀態；②低周載荷的液壓加載技術、高周載荷的電磁振動臺加載技術均為常用的試驗加載技術，成熟度高，無技術風險；③高周、低周載荷可通過同步信號實現同步協調加載，同步時間小于0.5 s；④該試驗方法可應用于同類高溫高低周復合載荷試驗。

后續將進一步對正交載荷的解耦隔振技術和夾具設計進行研究，實現兩種載荷的加載互不干擾，進一步提高載荷加載的準確度。