兩種材料旋翼軸低周疲勞試驗分析

摘" 要：在不改變結(jié)構(gòu)尺寸的情況下，為驗證鈦合金TC18是否可以替代傳統(tǒng)材料15-5PH應(yīng)用于直升機旋翼軸，該文對2種材料的旋翼軸進(jìn)行試驗對比分析，結(jié)果表明TC18材料的旋翼軸低周疲勞壽命較低。因此當(dāng)選材為TC18時，需優(yōu)化結(jié)構(gòu)特征，提升疲勞壽命裕度，才能滿足壽命要求。

關(guān)鍵詞：旋翼軸；TC18；15-5PH；疲勞壽命；鈦合金

中圖分類號：V275.1" " " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " " " " 文章編號：2095-2945（2023）19-0071-04

Abstract： In order to verify whether titanium alloy TC18 can replace the traditional material 15-5PH to be used in helicopter rotor shaft without changing the structure size， the rotor shafts of the two materials are tested and compared in this paper. the results show that the low cycle fatigue life of TC18 material is low. Therefore， when TC18 is used， it is necessary to optimize the structural characteristics and improve the fatigue life margin in order to meet the life requirements.

Keywords： rotor shaft; TC18; 15-5PH; fatigue life; titanium alloy

旋翼軸是直升機動力裝置最關(guān)鍵的零件之一，其連接主減速器和旋翼，傳遞旋翼升力和功率，其工作的可靠性直接影響飛機的安全[1]。直升機旋翼軸的受載情況非常復(fù)雜，主要承受主減速器輸入的扭矩、旋翼傳來的氣動載荷、直升機機動飛行引起的機動載荷等。

為驗證強度性能接近的新型鈦合金材料（TC18）是否能直接替代傳統(tǒng)鋼材料（15-PH）作為旋翼軸的材料，以減輕重量，本文對2種材料旋翼軸進(jìn)行了低周疲勞試驗驗證。結(jié)果表明：在旋翼軸構(gòu)型相同的情況下，選材為TC18的旋翼軸壽命較選材為傳統(tǒng)材料15-5PH的旋翼軸偏低。因此，旋翼軸考慮更換為TC18新型鈦合金時，需優(yōu)化原有結(jié)構(gòu)特征，以滿足壽命指標(biāo)要求。

1" 鈦合金旋翼軸特征

旋翼軸的強度要求較高，該零件常用的材料為高強度合金鋼，如9310、4340等，少數(shù)旋翼軸為適應(yīng)海洋環(huán)境的使用，選用耐腐蝕性能更好的材料，如15-5PH。為滿足輕量化的要求，旋翼軸需更輕質(zhì)的鈦合金材料替代，如Ti-1300、TC4、TC18等鈦合金材料具有比強度高、耐腐蝕性能和低溫性能好、熱強度高等優(yōu)點，是航空航天工業(yè)中重要結(jié)構(gòu)的首選材料。從結(jié)構(gòu)強度、剛度、壽命分析，鈦合金TC18材料的強度水平與鋼材15-5PH較為接近，且鈦合金TC18是一種高強度、高合金化的α-β兩相合金，在退火狀態(tài)其α相和β相的數(shù)量相等，也是退火狀態(tài)下強度最高的鈦合金，被用于制造飛機大型承力構(gòu)件[2]。因此，可以考慮使用TC18鈦合金替代傳統(tǒng)材料15-5PH。

從加工性能方面，鈦合金的工藝性比傳統(tǒng)的鋼制材料的工藝性偏弱。鈦合金的切削加工具有以下特點：①鈦合金變形系數(shù)小于或接近等于1，切屑在前刀面上滑動摩擦的路程大大增加，加速刀具磨損；②切削溫度高，鈦合金的導(dǎo)熱系數(shù)小，切屑與前刀面的接觸長度短，切削時產(chǎn)生的熱量不易傳出，集中在切削區(qū)和切削刃附近的較小范圍內(nèi)，導(dǎo)致切削溫度高；③單位面積上的切削力大，由于切屑與前刀面的接觸長度短，單位接觸面積上的切削力大，容易造成崩刃。同時鈦合金的彈性模量小，加工時在徑向力作用下易產(chǎn)生彎曲變形，引起振動，加大刀具磨損并影響零件的加工精度；④冷硬現(xiàn)象嚴(yán)重，由于鈦的化學(xué)活性大，在高的切削溫度下，很容易吸收空氣中的氧和氮形成硬而脆的外皮，同時切削過程中的塑性變形也會造成表面硬化，降低零件的疲勞強度。從以上分析可知，鈦合金的工藝性較差，旋翼軸上的結(jié)構(gòu)要素一般包括螺紋、花鍵、軸承配合圓柱段、內(nèi)孔，軸承配合圓柱段對表面精度要求較高，一般情況下需要磨削，而鈦合金質(zhì)地偏軟，該項圓柱面磨削工藝仍待工藝攻關(guān)。其他類型結(jié)構(gòu)要素加工工藝均比較成熟，鈦合金旋翼軸的加工可以實現(xiàn)。

零件表面強化處理工藝通常可改善零件的疲勞性能[3]，增加零件的防護(hù)能力。鋼制件的旋翼軸常用的表面強化處理工藝包括噴丸、陽極化等，該類工藝不適用于鈦合金旋翼軸，根據(jù)型號研制經(jīng)驗可采用其他替代方法，實現(xiàn)改善其疲勞性能的作用。

通過對高強度鈦合金力學(xué)特性、加工工藝、表面處理工藝的分析，使用新型材料鈦合金TC18替代傳統(tǒng)材料15-5PH成為一種可行方案。由于對于大多數(shù)結(jié)構(gòu)鋼而言，疲勞缺口敏感度約為0.6～0.8，鈦合金在大多數(shù)情況下的疲勞缺口敏感度約為1.0，鈦合金對缺口的敏感略大于結(jié)構(gòu)鋼[4]，因此需通過試驗手段驗證材料強度性能相當(dāng)?shù)拟伜辖鹋c金屬材料的旋翼軸疲勞壽命是否一致。

2" 有限元分析

某旋翼軸的結(jié)構(gòu)示意如圖1所示，旋翼軸仿真模型結(jié)構(gòu)及幾何尺寸均相同，選材分別為傳統(tǒng)材料高強度鋼15-5PH、新材料鈦合金TC18，試驗載荷見表1。

旋翼軸有限元模型采用十節(jié)點四面體單元劃分網(wǎng)格，單元數(shù)414 373個，節(jié)點數(shù)710 024個，載荷作用點為槳轂中心，包括軸向力、扭矩、彎矩、剪力4種載荷，在下端花鍵處止扭，通過軸承支撐約束其軸向及徑向位移。

高強度鋼15-5PH、鈦合金TC18兩種選材旋翼軸計算獲得的最大主應(yīng)力分別為570、550 MPa，應(yīng)力云圖如圖2所示，2種材料旋翼軸最大主應(yīng)力水平相當(dāng)。最大主應(yīng)力均發(fā)生在靠近軸承支撐的倒角處，該部位彎矩載荷最大，且該倒角位置處存在應(yīng)力集中，應(yīng)力梯度大，其余位置應(yīng)力均遠(yuǎn)小于該處應(yīng)力。對該位置應(yīng)力進(jìn)行強度校核，滿足設(shè)計要求，其低周疲勞壽命還需進(jìn)行試驗驗證。

3" 旋翼軸低周疲勞試驗

3.1" 低周疲勞試驗方案

2種材料旋翼軸試驗件結(jié)構(gòu)尺寸相同，對2件試驗件使用相同的試驗方案考核其低周疲勞壽命，采用通用的旋翼軸疲勞試驗方案進(jìn)行試驗[1]，如圖3所示。通過8路液壓伺服加載系統(tǒng)實現(xiàn)表1試驗載荷的施加，載荷譜如圖4所示。其中F1、F2、F3、F4對應(yīng)的伺服作動器合成實現(xiàn)軸向力FZ和圍繞軸心旋轉(zhuǎn)的彎矩MY的施加，F(xiàn)5、F6對應(yīng)的伺服作動器合成實現(xiàn)一個圍繞軸心旋轉(zhuǎn)的剪力FX的施加，F(xiàn)7、F8對應(yīng)的伺服作動器合成實現(xiàn)扭矩MZ的施加。各項載荷均施加到旋翼軸槳轂中心，且彎矩和剪力以相同關(guān)系（效果疊加）旋轉(zhuǎn)加載。

對于剛度較強的試驗件進(jìn)行低周疲勞試驗時，各路載荷協(xié)調(diào)性較好，加載頻率較高，而對于剛性較弱的試驗件，當(dāng)加載頻率較高時，試驗實施載荷無法滿足精度要求，可適當(dāng)降低加載頻率，該方法不影響試驗效果。本試驗2件試驗件加載方案及試驗載荷均一致，但是由于2種材料試驗件的剛性不同，會選用不同的試驗加載頻率，鈦合金旋翼軸剛性較弱，試驗時可適當(dāng)降低加載頻率以滿足加載精度要求。

在試驗過程中通過對旋翼軸軸管位置粘貼應(yīng)變計實現(xiàn)應(yīng)變實時監(jiān)測，并將測量結(jié)果與理論計算結(jié)果進(jìn)行對比，以驗證載荷施加的準(zhǔn)確性。軸向力應(yīng)變計算公式見式（1）、扭矩應(yīng)變計算公式見式（2）、彎矩應(yīng)變計算公式見式（3），應(yīng)變粘貼位置選在旋翼軸軸管外壁光滑平直處粘貼，2件試驗件的貼片位置保持一致，且應(yīng)變計的選型相同。

在疲勞試驗前進(jìn)行標(biāo)定，分別單獨施加軸向力、扭矩、彎矩，對試驗件進(jìn)行應(yīng)變測試，標(biāo)定試驗過程中注意避免加載載荷干涉，因載荷干涉會影響標(biāo)定應(yīng)變測量精度。

式中：D、d分別為應(yīng)變片粘貼部位外徑和內(nèi)徑，E、μ分別為旋翼軸材料的彈性模量和泊松比。FZ、MZ、MY分別為軸向力、Z向扭矩，Y向彎矩。

3.2" 低周疲勞試驗結(jié)果

試驗前對試驗件進(jìn)行標(biāo)定測試，測量旋翼軸軸管處應(yīng)變值，將2件試驗件的應(yīng)變測量值與理論值進(jìn)行對比，標(biāo)定應(yīng)變對比結(jié)果見表2。鈦合金TC18旋翼軸向力、扭矩、彎矩的應(yīng)變理論值與實測值與15-5PH旋翼軸相比差異較大，這是由于TC18材料剛性較低導(dǎo)致。對比2種材料旋翼軸的試驗應(yīng)變實測值與計算應(yīng)變理論可知，測試值與理論值一致性較好，驗證了試驗加載方案的正確性。

按照相同的試驗載荷及試驗方案進(jìn)行低周疲勞試驗，2件試驗件的低周疲勞試驗結(jié)果見表3。從試驗結(jié)果看出，15-5PH旋翼軸的低周疲勞進(jìn)行至16.9萬次后未失效，而TC18旋翼軸的循環(huán)次數(shù)僅為6.8萬次即出現(xiàn)裂紋，壽命差異明顯。使用縮減公式（4）對2件試驗件進(jìn)行疲勞壽命評估，將疲勞次數(shù)使用壽命縮減方法計算出飛行小時（FH），可知15-5H旋翼軸壽命達(dá)到7 058 FH，而TC18旋翼軸壽命僅為2 843 FH。盡管15-5PH和TC18的材料強度性能相當(dāng)，但2件旋翼軸低周疲勞壽命差異較大。

15-5PH旋翼軸壽命達(dá)到7 058 FH后試驗件未失效，因壽命已滿足設(shè)計要求，不再繼續(xù)進(jìn)行試驗。而鈦合金TC18旋翼軸試驗至失效，壽命僅2 843 FH，裂紋位置處于靠近軸承支撐的倒角處如圖3所示，裂紋形貌如圖5所示，裂紋斷口切開照片如圖6所示，失效位置與有限元計算最大應(yīng)力位置一致，經(jīng)斷口分析，該處裂紋為彎矩引起的疲勞裂紋，在扭矩載荷的作用下，從疲勞裂紋處迅速向兩側(cè)45°擴張，最終發(fā)生過載破壞。

SL=N/（n×A）" ，" " " （4）

式中：SL為疲勞壽命（FH）；n為每飛行小時的地-空-地循環(huán)次數(shù)，依據(jù)載荷譜，取4次/h；N為疲勞試驗有效循環(huán)次數(shù)（次）；A為零件的壽命縮減系數(shù)，試驗件數(shù)為1時，壽命縮減系數(shù)取值為6。

經(jīng)過以上的低周疲勞試驗驗證，15-5PH材料的旋翼軸壽命大于7 058 FH，而TC18旋翼軸壽命嚴(yán)重偏低，僅有2 843 FH。依據(jù)標(biāo)定應(yīng)變結(jié)果，2件試驗件的測量應(yīng)變與理論計算應(yīng)變值基本一致，可以說明該試驗方案準(zhǔn)確，斷口分析鈦合金旋翼軸失效原因為疲勞失效。

4" 結(jié)論

本文對選材性能相當(dāng)?shù)?5-5PH和TC18兩種材料旋翼軸進(jìn)行了分析和低周疲勞壽命試驗驗證，形成結(jié)論如下。

1）通過與應(yīng)力計算結(jié)果對比，TC18旋翼軸裂紋位置出現(xiàn)在大應(yīng)力點處，與計算結(jié)果吻合，該部位為旋翼軸的薄弱部位，建議在設(shè)計中重點關(guān)注應(yīng)力集中位置，并對此局部的加工質(zhì)量進(jìn)行嚴(yán)格控制。

2）彎矩載荷對旋翼軸應(yīng)力水平影響顯著，旋翼軸低周疲勞壽命試驗驗證需從載荷譜輸入到試驗實施過程，精準(zhǔn)考慮彎矩載荷對試驗件壽命的影響。

3）15-5PH和TC18的強度性能相當(dāng)，相同結(jié)構(gòu)和幾何尺寸的2種材料旋翼軸進(jìn)行試驗對比分析，結(jié)果表明相同結(jié)構(gòu)的2種材料旋翼軸，TC18旋翼軸疲勞壽命偏低。因此，旋翼軸考慮更換為TC18新型鈦合金時，需優(yōu)化原有結(jié)構(gòu)特征，增強構(gòu)件的強度，以滿足壽命指標(biāo)要求。

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第一作者簡介：潘梨花（1993-），女，碩士，工程師。研究方向為航空發(fā)動機與直升機傳動系統(tǒng)結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與試驗技術(shù)。