高周疲劳失效分析

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1、发动机叶片高周疲劳失效分析090605 鲍海滨 摘要：为了降低航空发动机叶片的高循环疲劳失效。分析了导致高循环疲劳失效的原因、 失效准则，以及一种研究材料多轴高周疲劳的新途径。关键词：航空发动机叶片 高循环疲劳 失效1 引言航空发动机结构完整性和可靠性设计，对满足现代高性能航空发动机高推重比（高功 质比）、 高适用性、 高可靠性、 耐久性和低成本的要求起着至关重要的作用。采用先进的 气动设计和先进结构、新材料、 新工艺是现代高性能航空发动机最重要的特征，而无论是 先进的气动设计，还是先进的结构、 材料和工艺，都必须建立在结构完整性和可靠性的基 础上。航空发动机结构完整性和可靠性方面的不足严重地

2、制约着在研发动机的研制目标和周 期。在中国航空发动机研制过程中，科研人员最深刻的体会是，相对而言实现发动机性能指 标的周期要短一些，也有一些有效的办法，而大量的结构完整性和可靠性问题特别是叶片断 裂故障却显著地影响着发动机的质量和设计定型的周期。导致叶片断裂失效的原因是多方面的1，2，根据不同的参考标准和参量，疲劳断裂二级 失效模式如图1 所示3据统计，在燃气涡轮发动机中，由高循环疲劳引发的事故约占总事故的25%。因此，最 大限度地降低航空发动机叶片高循环疲劳失效是最现实、亟待解决的任务。疲 劳 断 裂 失 效根据频率根据应力大小高频疲劳断裂低频疲劳断裂高周疲劳断裂低周疲劳断裂根据损伤控制参量

3、应变疲劳驚根据腐蚀介质机械疲劳断裂根据温度腐蚀疲劳断裂低温疲劳断裂室温疲劳断裂高温疲劳断裂、r亠,机械疲劳断裂一根据应力来源L热疲劳断裂剪切型疲劳断裂根据宏观裂纹走向-根据微观裂纹走向正断型疲劳断裂穿晶型疲劳断裂拉压疲劳断裂弯曲疲劳断裂 扭转疲劳断裂 接触疲劳断裂晶格型非晶格型沿晶型疲劳断裂图 1 疲劳二级失效模式分类2 高周疲劳失效的影响因素2.1 名义应力的影响很早的时候就确认名义应力会引起失效。125年前Wohlers发现随着名义拉应力的增加 引起失效的交变应力幅将随之减少。后来Gerber】5提出抛物线关系理论，即应力幅与名义 应力间存在着抛物线关系，相应于零幅值交变应力的名义应力极限

4、等于材料的拉伸极限。 Goodmen用对称交变应力和名义应力的线性关系代替抛物线关系增加了设计的安全裕度。事 实上，设计中很多有疲劳极限低于此直线值，Goodmen曲线实为一种保守设计。Miller用循 环应力代替但相对屈服应力对这一理论作了另一种解释。令人惊讶的是，这些理论中的关系式没有一条被试验验证。而我们却已把这些理论广泛 用于工程实际，因此使用诸如Goodmen这些保守理论并非有什么不合理。还有一种情况我们 引起注意，即压应力并不减少改变许用的交变载荷。事实上，平均压应力常会增加疲劳强度， 所以对于设计计算，疲劳强度考虑成与零平均应力的疲劳强度相一致。2.2 表面光洁度疲劳裂纹主要生产

5、在材料的自由表面，因此表面因素的性质举足轻重。经机械加工的表面特性，我们考虑以下三种因素：（ 1 ）不规则的表面划伤或表面粗糙度（ 2 ）表层中有残余应力（ 3 ）塑性变形和材料表面的微观结构1）表面粗糙度 机械加工表面的粗糙度可用轮廓度计 量，一般表示为偏离中心线的平均值（CLA）现在常用Ra值表示，Ra值的范围从0.25的研磨光洁度至7.5微米的车削 光洁度。比较车削或者粗研与细研或抛光表面，对碳钢，表面粗糙度使疲劳强度降低大 约1025%，而对高强度钢，表面租糙度的影响更加明显。2）残余应力 喷丸能够改变零件的疲劳强度已经被证实。由于它对表面光洁度影响不大， 很明显喷丸的引入是增加表面残

6、余压应力有良性作用。所以表面残余应力状态对疲劳强 度有重要改善。3）塑性变形和微观结构 微观结构影响材料的疲劳特性广为人知，晶粒大小的影响更为重 要。然而在大型转子的制造过程中，考察材料基体是否变异的渠道少得可怜，而结构的 选择考虑常常依附于从锻造到如何加工至最后形状相联系的工艺难易程度。2.3 尺寸、应力梯度由于设计引起的应力集中影响 尺寸影响被说成一种或多种因素，但最为人们接受的是如下观点：1）应力梯度影响：很清楚对于有同样表面应力的转轴，直径大的则应力梯度小，一旦疲劳 萌生于次表层的危险区域内，那么大型转轴刚处于非常高的名义应力水平，继而疲劳强度降 低。这种解释适用于没有拉一压状况。2）

7、概率影响：因为疲劳萌生于表面薄弱处而强度受表面面积影响，所以面积愈大，强度愈 低。不管平板试件的疲劳强度受尺寸影响的真实情况如何，人们都相信切口平板试件的疲劳 强度与尺寸关系甚为密切，小试件的最高疲劳强度趋干平板无切口试件的强度。最大试件的 强度趋于深切口敏感状态的强度，即疲劳强度为。/Kt ,其中。是无切口平板的疲劳强度， Kt 为应力集中系数。2.4 环境影响人们在许多年前就知道环境是影响金属疲劳强度的重要因素。其影响分为两类，其一是 疲劳强度的变化不受材料表面严重的腐蚀影响；其二是强度变化由腐蚀或蚀点引起。第二类情况很难用实验定量分析，因为腐蚀贯穿于试件寿命的始终，也即许多年，而一般疲劳

8、试验几个小时就完成了。另外，腐蚀疲劳的特性与空气中的试验不一样，它的SN曲线常常是趋于连续向下，甚至在108个循环下也是如此，即没有疲劳极限。2.5 微动影响众所周知，微动使得材料的疲劳强度急剧下降，例如用En 26钢(0 .43 C 2.56 Ni， 0.62 Cr，0.54 Mo )，热处理至强度极限为1043MPa，发现其微动疲劳强度降至土32MPa, 即仅为拉伸极限的3.1 %，或者说无微动棒的疲劳强度的 1/17。比较公允的事实是相对 滑移幅在814x10-8毫米的范围内时，疲劳强度下降最低。3高周疲劳失效准则(1)1) Gough准则的Lee修正式(R / b) a + (S /1

9、) aaa其中A=2 (1+BsinU)，Ra, Sa分别为分别为弯曲正应力幅和扭转应力幅，b是指定寿 命N下的弯曲疲劳极限，t是指定寿命N下的剪切疲劳极限，U为非比例加载时弯曲和扭转 的相位差，B为材料常数。该准则在比例加载与非比例加载下均适用，比例加载条件下，Lee 修正式即Gough准则。2) Crossland 准则(2):厂 + K (R + R )*2.aH ,mH ,a其中K = 3(t /f -1/K =t , J为应力偏量第二不变的幅值，R ，R 分212121 2,aH ,mH ,a别为第一应力不变量的幅值和均值，*几分别为材料在对称扭转和弯曲时的疲劳强度。该准则适用于f2

10、i / .的金属材料。3) Mcdiarmid 准则S / t+R/ (2 R )(3)a A (B)n，maxf式中Sa，R为临界面上的剪切应力幅和最大正应力，t分别为出现拉伸(剪切)n，maxA (B)破坏时的剪切疲劳强度R为材料在拉伸时的疲劳强度。通过对EN24T钢的管状试件进行弯 f扭实验表明，该准则在比例和非比例两种情况下都适用。4) Papadopoulos 准则(T)+ A(R +R )a max4)其中 (T )a max卜-由，C = t2/ 9 Sa分别为弯曲正应力幅和扭21转应力幅，R ，R 分别为第一应力不变量的幅值和均值，t，H , m H , a21f21分别为材料

11、在对称扭转和弯曲的疲劳强度。该准则适用于f2i/.的金属材料。5) Susmel准贝VR*n,maxS *a5)式中S*为最大剪应力平面上的剪切应力幅，R*为临界面上的最大正应力，S为扭an ，max21转疲劳极限R2i，为拉伸疲劳极限。该准则在比例加载与非比例加载下均适用。6) Liu 准则ioR2S2Iac+ac+ kftfL 21 JL 21 JL 21 J26)其中k二9/43-(t /f )2, R ，S ，I分别为临界面上的正应力幅、剪应力幅、静2121 ac ac水应力幅。t/彳尊分别为材料在对称扭转和弯曲的疲劳强度。该准则适用于f2i/ 1的金属材料。4研究高周疲劳的方法目前，

12、确定叶片的疲劳寿命，从应力疲劳的角度讲11，主要借助于应力一寿命的幂函 数关系或指数函数关系，从应变疲劳的角度讲，主要通过反映应变一寿命的Mansoncoffi n公式。利用这些应力一寿命或应变一寿命关系，首先要确定叶片上的最大振动应力或最大 振动应变8，通常采用粘贴在叶片上的电阻应变片来确定叶片上的最大振动应力或最大振动 应变。测量过程中，要求贴片位于叶片最大振动应力部位，要做到这一点，事实上是十分 困难的，因为，叶片振动时最大应力部位与所出现的叶片振型有关，与叶片所受的其它负荷 引起的应力有关，同时旋转下的叶片合成应力，使得最大应力区有所改变，所以，测量结果很难准确地反映最大振动应力或最大

13、振动应变。如欲提高测试精度，只好在最大应力区多贴 几片，逐点测量，观测其中最大值，显然这样做工作量太大。另外，叶片振动过程中，其上 应力一应变处于弹性、三轴状态，在这种情况下，前述应力一寿命或应变一寿命关系的适用 性及精确性值得怀疑，为解决这些困难，提出了af值(叶尖振幅与叶片固有振动频率乘积)的概念,af值能够反映叶片上的最大应力和 最大应变，它的提出，一方面，解决了在叶片上寻找最大应力部位的困难，另一方面，测量 低阶振动与高阶振动一样,都不需要寻求最大振动应力部位。既然af值反映了叶片上的最大振动应力和最大振动应变，它也一定与叶片疲劳寿命存 在关系。经过研究得到：1 )航空发动机压气机叶片

14、振动状态下，af值与叶片疲劳寿命N的关系为N 二 e( b)其中：b、c、d是由试验确定的常数，它们不仅与叶片材料有关，而且还与叶片形状有 关。与传统的应力疲劳的数学模型相比，af值与叶片疲劳寿命N的关系既不是幕函数，也 不是简单的指数函数。2) a f值与叶片疲劳寿命N的关系提供了确定叶片振动疲劳寿命的可能。3) a f值与叶片疲劳寿命N的关系提供了研究材料多轴高周疲劳行为的新途径。5结束语随着工业技术的发展，很多可能产生疲劳破坏的发动机叶片的设计寿命越来越高，因此， 金属高周疲劳甚至超高范围疲劳成为一个值得关注的课题。虽然在过去几十年已经展开了一 些研究，但是所得到的结果和建立的理论还不能

15、满足疲劳设计的需要。6参考文献1 Wang WeiHua， Wang R J， Li F Y， etal. Elastic constants and their pressuredependence of Zr41Ti14Cu12. 5Ni9Be22.5C1bulk metallic glass. Applied Physics Letters， 1999，74(13) :1803 1805。2 Inoue A. Slowly - Coole d b ulk amorphous alloys. Mater .S c i. Forum. 1 995 ， 1 79 1 8 1 : 691 700

16、。3 Peker A，Johnson W. L. A highly processable metallic glass Zr Ti Cu Ni41.213. 812.5Be . Appl. Phys. Lett，1993，63(17) : 2342 2344。10.0 22.54 Introduction to engine failure analysis. CUSTOMER TRAINING CENTER 2002.8。5 Lee S B. A criterion for fully reversed out of 2 phase torsion and bending R . In M

17、ultiaxial Fatigue，ASTM STP853，1985。6 Crossland B. Effect of large hydrostatic pressures on the torsional fatigue strength of an alloy s teel C MProceed2ings of the International Conference on Fatigue of Metals.London: Institution of Mechanical Engineers，1956。7 McDiarmid D L. A general criterion for

18、high cycle multiaxial fatigue failure J . Fatigue Fract engine MaterStruct ，1991。8 Papadopoulos I V， Davoli P， Gorla C， et al. A comparative study of multiaxial highcycle fatigue criteria for metals J . In t. J. Fatigue，1997。9 Lazzarin P， Susmel L. A stress 2 based method to predict lifetime under multiaxial fatigue loadings J . Fatigue Fract Engine Mater Struct，2003。11宋兆泓。航空发动机典型故障分析EM3。北京：北京航空航天大学出版社，1993。注：可编辑下载，若有不当之处，请指正，谢谢!)