外物损伤对叶片振动疲劳裂纹扩展性能的影响_杨硕.pdf

第 44 卷第 6 期2 0 2 3 年 6 月兵工学报ACTA AMAMENTAIIVol 44 No 6Jun2023DOI:10 12382/bgxb 2022 0109外物损伤对叶片振动疲劳裂纹扩展性能的影响杨硕1，2，杜天玮1，张晓鹏1，马梁3，张桂昌3(1 天津科技大学 机械工程学院，天津 300222;2 天津市轻工与食品工程机械装备集成设计与在线监控重点实验室，天津 300222;3 中国民航大学 航空工程学院，天津 300300)摘要:为研究外物损伤(FOD)对航空发动机叶片的疲劳裂纹扩展影响，基于落锤冲击试验系统，在不同冲击能量下进行 TC4 钛合金试件的 FOD 模拟试验及振动疲劳试验，获得损伤试件的裂纹长度与疲劳寿命的关系，并拟合疲劳断口裂纹形貌参数，建立疲劳裂纹扩展寿命预测计算模型。研究结果表明:损伤缺口的深度和宽度随冲击能量的减小而非线性的减小。当冲击能量较大时，试件的疲劳裂纹先沿弯曲微裂纹扩展，后沿直线扩展;当冲击能量较小时，试件疲劳裂纹保持直线扩展。裂纹的萌生寿命与冲击能量、应力水平二者相关。关键词:外物损伤;叶片;落锤冲击;TC4 钛合金;振动疲劳;裂纹扩展中图分类号:V23文献标志码:A文章编号:1000-1093(2023)06-1713-09收稿日期:2022-03-01基金项目:天津市自然科学基金项目(18JCQNJC75300)Effect of Foreign Object Damage on Vibration FatigueCrack Propagation of BladesYANG Shuo1，2，DU Tianwei1，ZHANG Xiaopeng1，MA Liang3，ZHANG Guichang3(1 College of Mechanical Engineering，Tianjin University of Science Technology，Tianjin 300222，China;2 Tianjin Key Laboratory of Integrated Design and On-line Monitoring for Light Industry Food Machinery andEquipment，Tianjin 300222，China;3 College of Aeronautical Engineering，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China)Abstract:In order to study the effect of foreign object damage(FOD)on the fatigue crack propagation ofaero-engine blades，using the drop weight impact testing equipment，the FOD simulation test andvibration fatigue test of TC4 titanium alloy specimens were carried out under different impact energiesThe relationship between the crack length and fatigue life of the damaged specimens was obtained，andthe parameters of fatigue fracture crack morphology were fitted to establish a fatigue crack growthprediction and calculation model The results showed that:The depth and width of the notch decreasednonlinearly with the decrease of impact energy;when the impact energy is large，the fatigue crackpropagates first along the bending microcrack and then along the straight line;when the impact energy issmall，the fatigue crack of the specimen keeps linear propagation;the crack initiation life is related toboth impact energy and stress levelKeywords:foreign object damage;blade;drop impact;TC4 titanium alloy;vibration fatigue;crackpropagation兵工学报第 44 卷0引言在飞机起或降落滑行时，飞机发动机可能会吸入机场跑道面上的石块、砂粒、螺钉或螺母等硬物，与高速旋转的发动机叶片碰撞造成冲击损伤，称为外物损伤(FOD)1。FOD 大多发生在叶片进气边边缘，主要表现为缺口、撕裂、折断和凹坑等形式2 4，损伤后的风扇/压气机叶片在高速旋转时，受离心力和振动载荷的共同作用，会在损伤处萌生裂纹并持续扩展，导致叶片发生断裂失效，严重影响了发动机性能和飞机飞行安全5 8。因此，研究FOD 对发动机叶片的裂纹扩展影响具有十分重要的理论意义和工程价值9 10。国内外针对叶片 FOD 的研究主要采用试验模拟的方法，该类方法不仅能够贴近实际工况，且花费成本较低。Peters 等11 采用钢球冲击 TC4 钛合金试样模拟 FOD，再经高周疲劳试验后发现应力集中、微裂纹和塑性变形等因素会导致疲劳裂纹提前萌生。Witek12 对有 FOD 的直升机发动机压气机叶片在不同振动应力下进行裂纹扩展试验，研究了高周疲劳状态下叶片裂纹扩展的试验分析方法。Luo 等13 对经过激光喷丸(LSP)的 FOD 试样进行高周疲劳试验，发现经过 LSP 处理的 FOD 试样裂纹扩展速率低于仅 FOD 的试样。舒畅等14 通过轻气炮发射钢、铜、铝、铅 4 种材料弹珠，研究了不同金属外物冲击真实叶片的损伤特征。胡绪腾等15 和贾旭等16 采用轻气炮发射钢珠开展了不同角度冲击 TC4 钛合金平板试样前缘和面心，并进行了冲击后去残余应力退火的拉伸疲劳试验对比研究。在现实工况下，叶片在 FOD 下的受损程度不受单一因素的影响，而与外物材质、外物尺寸、冲击能量等外场条件有关17 21。研究结果表明，飞机发动机吸入的外物存在着种类多样、形态各异的特点，三棱柱体的棱边撞击叶片后所引起的最大残余应力值明显高于立方体端面、圆柱体侧面和球体 3 种外物撞击，冲击叶片的外物外形越尖锐，引起的残余拉应力越大，该 FOD 部位越容易出现疲劳裂纹22 24。但在目前的研究中，试验大多采用圆珠形硬物，且疲劳研究以拉压加载为主，棱柱形外物引起的叶片损伤和振动加载下的疲劳裂纹扩展研究并不多见。为了进一步明晰 FOD 对叶片振动疲劳裂纹扩展的影响，本文选用与压气机叶片相同材质的 TC4作为研究材料，通过叶片模拟试件的 FOD 试验、振动疲劳试验，研究分析不同冲击能量的 FOD 对模拟叶片试件振动疲劳裂纹扩展的影响。1FOD 试验1.1FOD 试验方法本文采用落锤冲击法进行冲击试验。落锤冲击法是基于能量等效原则，使落锤的势能与外物冲击时的动能达到相等，是一种使用方便、可重复性高的FOD 模拟试验方法25。可以通过改变落锤刀口的形状，实现对特定形状 FOD 的模拟。1.1.1叶片模拟试件试验材料为 TC4 钛合金板，TC4 钛合金具有密度小、比强度高、耐腐蚀、耐高温等众多特点，被广泛应用于制造航空发动机叶片和轮盘等构件。TC4 钛合金的化学成分及主要力学性能分别如表 1、表 2所示。表 1TC4 钛合金化学成分Table 1Chemical composition of TC4 titanium alloy主要成分含量/%Al5.50 6.75T3.5 4.5Ti余量杂质含量(不大于)/%Fe0.30C0.08N0.05H0.015O0.2其他元素0.4表 2TC4 钛合金力学参数Table 2Mechanical properties of TC4 titanium alloy屈服应力/MPa极限应力/MPa弹性模量/GPa密度/(kg m3)泊松比8811 0251124 4200.34试件尺寸设计和试验方案参考航空工业部标准HB 5227198426，试样尺寸如图 1 所示。为减少残余应力，使用高压水射流切割试件，切割完成后，为避免切割痕迹产生的缺口效应，依次使用 240 目、600 目、1000 目、2000 目 共 4 个型号的砂纸打磨试件的两侧。试件右端两个孔用于穿过螺栓将试样与振动台的夹具固定。试样左端的小孔用于安装加速度传感器。1.1.2落锤冲击试验系统为模拟叶片受三棱柱棱边冲击，选择刀口底角60的自制落锤进行 FOD 试验，落锤尺寸如图 2 所示。为保证落锤冲击后不变形，采用 Cr12MoV 冷作4171第 6 期外物损伤对叶片振动疲劳裂纹扩展性能的影响图 1试件几何尺寸(单位:mm)Fig 1Geometry and dimensions of specimen(unit:mm)模具钢作为制作材料并进行调质处理。落锤冲击试验系统如图 3 所示，试验时试件通过同心虎钳夹紧，然后将锤头移动至指定高度，通过控制电吸铁将落锤松开，锤头沿滑道坠落，最终撞击试样。图 2落锤几何尺寸Fig 2Geometry and dimensions of drop hammer图 3冲击试验系统Fig 3Impact testing equipment1.2落锤冲击试验方案为研究不同强度冲击对 TC4 钛合金试样的影响，本文假设边长 3 mm 的三棱柱钢质外物被吸入压气机，分别以 210 m/s、185 m/s 和 157 m/s 3 种相对速度冲击压气机一级叶片的前缘，冲击能量 E 分别为 4.52 J、3.52 J 和 2.51 J。根据能量守恒定理E=1/2mv2=mgh，落锤重量为 1.024 kg，由 E 得到下落高度 h 分别为 0.45 m、0.35 m 和 0.25 m。FOD 位置选择在距离试件尖端70 mm 的缩颈处，每种落锤高度试验两次，试验方案和试件对应编号如表3 所示。表 3冲击试验方案Table 3Impact test scheme试件编号E/Jh/mH45-14.520.45H45-2H35-33.520.35H35-4H25-52.510.25H25-61.3FOD 试验结果与分析采用 ZQ-616 电子显微镜对冲击缺口进行宏观形貌观测，精确测量 FOD 缺口宽度 x 及深度 y，如表 4 所示。由表 4 可以看出:冲击引起强烈的局部塑性变形，缺口呈现 V 形或 U 形;冲击缺口底面粗糙，在缺口周围，存在现材料丢失、剪切撕裂和卷边等现象。表 5 给出了不同冲击能量下缺口尺寸的结果。由表 5 可以看出，随着冲击能量的线性减小，缺口深度 y 和缺口宽度 x 非线性减小。2振动疲劳裂纹扩展试验2.1振动疲劳试验系统振动疲劳试验在室温和大气环境条件下进行，振动疲劳试验系统如图 4 所示，设备系统包括:VE-5150ST 型电磁振动台(杭州亿恒科技有限公司生产)、数据采集系统、功率放大器和两个加速度传感器。其中一个加速度传感器固定在振动台上控制振动台的频率，另一个固定在试件尖端监测试样的频率和振幅。振动疲劳试验时，试件通过夹具固定在振动台，形成悬臂梁结构，振动台带动试件一起上下运动。当振动频率与试件固有频率相近时，试件出现共振，应力比 =1。5171兵工学报第 44 卷表 4不同冲击能量条件下缺口型损伤形貌图Table 4Morphologies of notch-type damage under different impact energies表 5不同冲击能量下的缺口尺寸Table 5Notch depths x and widths y for different energies试件编号h/mE/Jx/mmy/mmH45-10.454.521.560.77H45-20.454.521.580.74H35-30.353.521.440.63H35-40.353.521.390.62H25-50.252.511.080.31H25-60.252.511.150.352.2振动疲劳试验方案振动疲劳试验选用 6 枚 FOD 试件作为研究对象，分别使用不同应力水平进行振动试验。振动疲劳试验采用谐振搜索与驻留的方式进行控制，通过扫频搜索试件的谐振频率，该频率以相位跟踪的方式被执行驻留。试验初期每隔 5 000 次振动循环停机一次，并通过光学显微镜观测试件缺口附近表面有无裂纹，当出现宏观裂纹(裂纹长度0.5 mm)后，每间隔 2 000 次加载循环停机观测裂纹长度与循环次数。当试样无法实现稳定共振驻留时，认为试件失效，结束振动试验。2.3试件振幅与应力关系在振动疲劳试验中，试件振动频率高、振幅大，图 4振动设备与试件Fig 4Equipment andspecimen若采用粘贴应变片的方式测量试样表面的应变值，6171第 6 期外物损伤对叶片振动疲劳裂纹扩展性能的影响应变片容易发生脱落。因此，本文通过静态弯曲试验的方法标定试件尖端振幅与试件缩颈处应变的关系，在试件缩颈处粘贴应变片后，在试件尖端施加外力使其发生弯曲变形，分别记录弯曲位移和应变值。根据广义胡克定理，将应变换算为应力，标定结果如图 5 所示。图 5 中 2A 为振动时试件尖端上下振幅之和，max为试件缩颈处表面最大应力。图 5应力与振幅的关系曲线Fig 5Amplitude vs stress curves从图 5 可以看出，尖端振幅与应力基本呈线性关系，拟合成的直线方程为max=16.977 2A+3.797(1)试验过程中通过调节激振加速度来调节振幅大小，进而达到所需的应力状态。2.4裂纹扩展试验结果分析2.4.1裂纹扩展路径冲击试验后，在试件 FOD 缺口附近会出现卷边，为方便观测裂纹萌生和扩展情况，将卷边打磨消除。可以发现，不同冲击能量下的试件裂纹扩展路径并不相同。当冲击能量为 4.52 J 和 3.52 J 时，损伤试件的缺口附近表面有弯曲的微裂纹，振动疲劳试验时，裂纹扩展先沿该弯曲微裂纹扩展，再沿垂直应力方向直线扩展，分别如图 6(a)、图 6(b)所示。当冲击能量为 2.51 J，缺口附近未发现有微裂纹，裂纹从缺口底部萌生，始终沿应力垂直方向直线扩展，如图 6(c)所示。这是因为试件受到落锤冲击后，材料受冲击力的作用出现塑性变形，在环缺口附近造成了残余压应力区。残余压应力区的存在，能够抑制疲劳裂纹的扩展。当冲击能量越大，造成的残余压应力值和范围就越大，裂纹在扩展过程中受到该区域残余压应力的抑制也就越强烈，最终导致裂纹扩展路径出现差异。2.4.2裂纹扩展寿命裂纹扩展寿命结果如表 6 及图 7 所示。由表 6图 6试件裂纹扩展路径Fig 6Crack propagation of notched specimen和图 7 可以看出，试件产生宏观裂纹后，裂纹扩展初期较为缓慢，随着循环周期的增大，裂纹长度增大越来越快，且试件谐振频率降低。当尖端振幅相近(表面最大应力相近)时，随着冲击能量的降低，试件裂纹萌生寿命增大。这是由于初始冲击能量越小，造成的缺口越小，应力集中系数 Kt也就越小，试件的裂纹萌生寿命、裂纹扩展寿命就越大。此外，当增大试件表面应力，遭受低能量冲击的试件裂纹萌生寿命较小。表 6 中，fi为初始频率，ff为最终频率，Ni为裂纹萌生寿命，Nf为全寿命，Np为裂纹扩展寿命，ci为初始裂纹长度，cf为最终裂纹长度。图 7 中c 为试件表面裂纹长度，N 为循环周期。2.4.3裂纹前缘形状振动疲劳试验结束后，取下试件，用拉伸试验机将其拉断，并用丙酮对所有试件断口进行清洗，通过电子显微镜观测试件断面。图 8 所示为试件断口裂纹形状照片，图中 a 为裂纹深度。由图 8 可知，遭受落锤冲击的试件受迫振动中，由于受到弯曲载荷的作用，产生的裂纹形状均为角裂纹，断口上疲劳弧线的变化规律呈现椭圆形状。使用电子显微镜对 6 个试件断口处的裂纹尺寸进行测量，记录断口处最终前缘形状和比较清晰疲7171兵工学报第 44 卷表 6裂纹扩展寿命试验结果Table 6Test results of crack growth life试件编号2A/mm表面应力/MPafi/Hzff/HzNi/次Nf/次Np/次ci/mmcf/mmH45-11220892.187.442 057124 05782 0000.48.1H45-21119198.990.954 054144 06390 0090.45.9H35-31119192.986.6145 047236 04791 0000.58.0H35-41220897.891.4170 045226 05956 0140.47.6H25-51830996.792.720 06648 05327 9871.07.5H25-61525895.891.825 48870 06644 5781.07.3图 7裂纹长度与循环周期曲线Fig 7Crack length vs cycles curves图 8试件断口裂纹形状Fig 8Crack shape of specimen at fracture surface劳弧线的长短轴尺寸等，统计数据如图 9 所示，a/c为裂纹前缘形状。拟合得到裂纹形状拟合公式为a/c=0.008 98c20.130 1c+0.644 84(2)2.4.4裂纹扩展速率对于受弯曲载荷作用下矩形板的应力强度因子计算，国内外学者给出了许多经验公式。本文中采用 Newman 等27 提出的经验公式，如式(3)所示:K=HSba槡Q(Fat，ac，cb，)(3)式中:K 为应力强度因子;H 为弯曲载荷修正系数;Sb为远场弯曲应力;Q 为形状因子;F 为边界修正因子;t 为试件厚度;b 为试件宽度;为参量角。应力 强 度 因 子 计 算 的 详 细 表 达 式 可 参 见 文献 27。式(3)同时考虑了裂纹长度(裂纹长轴)、裂纹深度(裂纹短轴)、参量角、试件厚度和试件宽度的影响。图 9断口形状与表面裂纹长度拟合曲线Fig 9Fitted curves of fracture shape andsurface crack length根据试验测得裂纹扩展长度与循环周期 c-N 曲线，采用修正割线计算得裂纹扩展速率 dc/dN28，(计算表达式为dcd)Ni=12(ci+1 ciNi+1 Ni+ci ci 1Ni Ni)1(4)裂纹扩展速率 dc/dN 与应力强度因子变化值K 之间的对数线性关系可以表达为dcdN=C(K)m(5)式中:C、m 为材料疲劳裂纹扩展性能参数;K 为应力强度因子变化值。式(5)即 Paris 公式29。将6 枚试件的裂纹扩展速率 dc/dN 与计算得到的应力强度因子变化值 K 在双对数坐标下表示，如图 10所示，通过拟合可以得到裂纹扩展速率公式(Paris公式)中的参数 C、m，表达式为dcdN=1.852 1010(K)2.016(6)从图 10 中可以看出，裂纹扩展速率曲线均呈近似直线状态。2.4.5裂纹扩展寿命预测结果对比对于恒幅载荷，将 Paris 公式两端进行积分运8171第 6 期外物损伤对叶片振动疲劳裂纹扩展性能的影响图 10裂纹扩展速率结果Fig 10esults of crack growth rate算，即可得到预测裂纹扩展阶段的寿命模型的计算公式:N=1C(f槡)m(0.5m 1()1c0.5m 1i c0.5m 1)f(7)式中:f 为几何修正系数;为应力变化因子。将拟合得到的 C、m 值代入式(7)，计算得到 6 枚试件的裂纹扩展尺寸与循环周期关系曲线，如图 11 所示。通过与试验值对比可以看出，试验结果与计算预测结果基本一致，平均误差小于 1%，最大误差为试件 H25-6 的 16%。误差原因可能是修正割线法拟合 Paris 参数是由全部试件得出，而对比到每个试件时导致误差出现。3结论本文采用落锤冲击试验系统，进行了不同冲击能量条件下的叶片 FOD 模拟试验及损伤试件的振动疲劳裂纹扩展研究。得出以下主要结论:1)用落锤法模拟 FOD，刀口 60的落锤冲击损伤为 U 形或 V 形缺口，随着冲击能量的降低，冲击产生的缺口深度和宽度非线性地减小。2)试件受落锤冲击出现塑性变形，环缺口附近出现残余压应力区，随着冲击能量的增大，残余压应力区对裂纹扩展的抑制越强烈，导致裂纹扩展的路径存在差异。当冲击能量较大，损伤试件的缺口表面出现弯曲微裂纹，振动疲劳裂纹先沿弯曲微裂纹扩展，后沿垂直应力方向扩展;当冲击能量较低，未发现弯曲微裂纹，裂纹扩展始终沿直线方向。3)振动疲劳裂纹萌生寿命的长短，除与试件遭受冲击能量的大小有关，与振动应力也密切相关。冲击能量越小，损伤试件的裂纹萌生寿命越长;振动图 11裂纹扩展试验结果与预测结果对比Fig 11Comparison of test results and predictionresults of crack growth life应力越大，裂纹萌生寿命越短。4)试件在振动疲劳载荷作用下，FOD 容易导致裂纹萌生并迅速扩展，裂纹形状均为角裂纹，随着裂纹长度的增大，裂纹扩展越来越快。参考文献(eferences)1FAAHANI H K，KETABCHI M，ZANGENEH S，et alCharacterization of damage induced by impacting objects in9171兵工学报第 44 卷Udimet-500 alloy J Journal of Failure Analysis and Prevention，2016，16(4):629 634 2关玉璞，陈伟，高德平 航空发动机叶片外物损伤研究现状J 航空学报，2007，28(4):851 857GUAN Y P，CHEN W，GAO D P Present status of investigationof foreign object to blade in aero-engineJ Acta Aeronautica etAstronautica Sinica，2007，28(4):851 857(in Chinese)3马超，王玉娜，武耀罡，等 航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤特征J 航空动力学报，2017，32(5):1105 1111MA C，WANG Y N，WU Y G，et al Hard object impact damagecharacteristic of aero-engine fan 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西安:西北工业大学出版社，1995:138FU X J Structural fatigue and fracture M Xian:NorthwesternPolytechnic University Press，1995:138(in Chinese)29PAIS P C，GOMEZ M P，ANDESON W EA rationalanalytic theory of fatigueJ The Trend in Engineering，1961，13(1):9 14作者简介:杨硕(1987)，男，讲师，硕士生导师，研究方向为动力机械零部件疲劳寿命预测。E-mail:yangshuo tust edu cn杜天玮(1992)，男，硕士研究生，研究方向为叶片裂纹扩展寿命预测。E-mail:574993840 qq com张晓鹏(1996)，男，硕士研究生，研究方向为叶片疲劳寿命预测。E-mail:1