胡緒騰，宋迎東

（南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016）

0 引言

外物損傷（FOD）是航空發(fā)動機使用中的1種常見故障，是由吸入發(fā)動機氣流通道的硬物（如砂礫、石塊、金屬塊等）對風扇/壓氣機葉片等造成的1種沖擊損傷。經驗表明，在使用中采取預防措施（如發(fā)動機進口防護、飛機跑道清掃和巡查、地勤人員維修工具檢查和控制等），能有效地減少或避免嚴重FOD事故的發(fā)生，但是由小的硬物顆粒造成的葉片FOD卻幾乎無法避免，成為風扇/壓氣機葉片設計必須考慮的1個重要問題。進入20世紀90年代，有關FOD對葉片HCF性能的影響才得到重視，特別是近10年來，美、英等國對FOD及其對葉片HCF性能的影響建立了科學的FOD容限設計準則，發(fā)展了先進的FOD容限設計技術。與之相比，中國對該項技術的認識和研究存在較大差距。

本文基于FOD對葉片HCF性能影響的研究現狀和發(fā)展趨勢進行了綜述和分析，希望能為中國在該領域的技術研究和發(fā)展提供借鑒和參考。

1 開展FOD對葉片HCF性能影響研究的重要性

FOD通常表現為葉片的局部沖擊缺口、撕裂、鼓包等，如圖1所示[1]，嚴重時會導致葉片大面積損毀或斷裂。為避免FOD引發(fā)嚴重故障或事故，通常在飛機每次起飛前和降落后均要對發(fā)動機葉片進行FOD檢查[2]。當發(fā)現有被打傷的葉片時，應當修理或更換所有損傷葉片。然而對于這種時常發(fā)生的沖擊損傷，大量維修或更換損傷葉片，不僅大幅增加備件數量和成本，而且還帶來大量的維護工作量和成本，在更換葉片時甚至需要對整臺發(fā)動機進行拆解和重裝，嚴重影響發(fā)動機的戰(zhàn)備完好性。因此，在風扇/壓氣機葉片設計時，要求葉片在受到FOD后能繼續(xù)安全工作一定時間（如1個場站檢查期或翻修周期），以有效減少損傷葉片的維修或更換次數，降低發(fā)動機的使用、維護成本，提高發(fā)動機的戰(zhàn)備完好性；針對可能存在的漏檢情況，還可以有效提高發(fā)動機使用的安全性。

風扇/壓氣機葉片處于發(fā)動機的最前端，其結構單薄，且容易受到各種氣動與機械載荷的激勵而經常處于高頻和低幅振動狀態(tài)。雖然發(fā)動機葉片也同時承受著起飛/著陸反復循環(huán)載荷（一般稱為低循環(huán)疲勞（LCF）載荷的作用，但使用結果表明，振動導致的高循環(huán)疲勞（HCF）是風扇/壓氣機葉片壽命的主要限制因素，是其主要失效模式[3-4]。FOD導致葉片局部發(fā)生沖擊缺口、微裂紋和殘余應力等宏微觀損傷，大大降低了葉片損傷區(qū)域的疲勞抗力。如繼續(xù)使用受到FOD的葉片，將增加葉片發(fā)生HCF失效的危險。所以，在風扇/壓氣機葉片設計時，不能僅以葉片材料固有的HCF性能作為葉片設計的最大振動應力限制指標，還必須考慮FOD對葉片HCF性能的影響。因此，開展FOD對風扇/壓氣機葉片HCF性能的影響研究，揭示FOD對葉片HCF性能的影響程度和規(guī)律，發(fā)展可靠的評估和預測方法，對制定FOD容限設計準則、發(fā)展FOD容限設計技術具有重要意義。

2 國外研究狀況和發(fā)展趨勢

國際上對FOD的研究可以追溯到20世紀40年代末，然而真正認識FOD對葉片HCF性能的影響并進行系統(tǒng)研究則是在90年代。1994年底，美國實施了1項國家渦輪發(fā)動機高循環(huán)疲勞科學與技術計劃，FOD對葉片HCF性能的影響是其中重要研究內容之一；2000年后，英國加入該計劃的實施。經過近10年的研究，美、英2國在FOD損傷試驗模擬方法、影響因素、損傷表征與測量、FOD數值模擬方法、FOD對風扇/壓氣機葉片HCF強度的影響機制和規(guī)律以及FOD葉片的HCF強度預測方法等方面取得了許多重要研究成果，并發(fā)展了更為先進的FOD容限設計技術，建立了新的FOD容限設計準則。

2.1 FOD試驗模擬方法

采用帶有真實外場FOD的風扇/壓氣機葉片進行HCF試驗和FOD容限設計技術研究，不僅試驗困難、成本昂貴，而且不能滿足對FOD本身以及其對葉片HCF強度的影響機制及規(guī)律進行深入細致研究的需要。因此，美國HCF計劃對FOD實驗室的試驗模擬方法進行了較為系統(tǒng)地研究和評估[5]。對包括加工缺口、準靜態(tài)擠壓、低速沖擊（擺錘、螺線槍等）以及高速彈道沖擊（輕氣炮）等不同FOD試驗模擬方法的對比和評估，表明：加工缺口、準靜態(tài)和低速沖擊方法能夠獲得與高速彈道沖擊損傷形貌相似的缺口，且容易控制，重復性較好，但是其對葉片HCF強度的影響機制與高速沖擊FOD不同，無法再現高速沖擊產生的殘余應力分布、微結構損傷和微小裂紋等真實FOD特征。因此，盡管高速彈道沖擊試驗成本較高，且不容易控制，但該方法是能準確地模擬外場FOD特征的FOD試驗方法[6]。

2.2 沖擊殘余應力的測量

Boyce、Duó等[7-9]對FOD部位的沖擊殘余應力進行了試驗測量。Boyce采用同步加速器X射線衍射技術測量了鋼珠在不同速度下垂直沖擊Ti-6Al-4V合金平板試樣產生的殘余應力，發(fā)現沖擊速度不同，殘余應力具有較大差異，且殘余應力在疲勞載荷作用下會出現松弛現象。Duó等采用低能X射線和高能同步加速器X射線對具有葉片前緣特征試樣的沖擊殘余應力進行了測量，結果表明：在沖擊入射邊存在較大的拉伸殘余應力，與數值模擬的殘余應力分布和變化趨勢比較一致；研究認為：由于沖擊缺口尺寸較小，且存在較大應力梯度，沖擊缺口根部殘余應力的試驗測量精度受到限制，要較準確獲得沖擊缺口根部的殘余應力數值，需借助于對沖擊過程的有限元數值模擬。

2.3 FOD數值模擬方法

在HCF計劃下，Hamrick、Chen、Weeks、Oakley、Tranter和Duó等均對葉片FOD有限元數值模擬方法進行了研究和評估[10-14]。

Chen在模擬FOD時僅考慮了沖擊變形過程，使用簡單冪函數應變率相關本構模型；Hamrick、Weeks、Stewart等的研究雖然考慮了材料失效，但使用的本構模型和失效模型均比較簡單（如雙線性率相關或理想塑性模型以及最大等效塑性應變失效準則）；Weeks等在研究中還探討了網格密度和沖擊參數（如葉片前緣半徑、沖擊物尺寸、速度、沖擊角度等）對沖擊損傷數值模擬結果的影響；Oakley、Tranter、Duó等均采用了較為復雜的應變率和溫度相關材料模型模擬FOD；Oakley采用的Johnson-Cook模型（包括本構模型和失效模型）是經驗型材料模型；Tranter等基于位錯動力學建立修正的Zerilli-Armstrong本構模型具有一定的物理基礎，為Goldthorpe路徑相關模型，可同時模擬拉伸和剪切2種失效模式；Duó等采用的Bammann是1種黏塑性耦合損傷材料模型，常被用來模擬延性金屬材料的大變形和韌性斷裂失效；Oakley、Tranter和Duó等通過對各自FOD數值模擬與試驗結果的對比，認為各自采用的材料模型都能夠在不同程度上較好地模擬FOD；Tranter、Duó等人得到的典型FOD數值模擬與試驗結果對比分別如圖2、3所示。

2.4 FOD對葉片HCF強度的影響

Ruschau、Nowell等均試驗研究了沖擊角度對葉片HCF強度的影響規(guī)律[15-16]。Ruschau等進行了0°～60°范圍內的沖擊損傷試驗，結果表明：30°沖擊損傷對葉片HCF強度的影響最大，且分散性也最大，HCF強度最大降低幅度接近50%，其試驗結果如圖4所示；Nowell等在20°、50°和80°3種角度下進行沖擊損傷試驗模擬和HCF試驗，結果表明：50°和80°沖擊對HCF強度的影響比較接近，而20°沖擊對疲勞強度的影響相對較小，其試驗結果如圖5所示。

Martinez、Ruschau、Nowell等均試驗研究了葉片前緣半經（厚度）對損傷葉片HCF強度的影響[2]。試驗結果均表明：葉片前緣半徑（厚度）與FOD對葉片HCF強度的影響程度相關性較小。Nowell等還研究了葉片前緣楔角對損傷葉片HCF強度的影響，通過對5°、10°和20°3種楔角試驗結果的對比（如圖6所示）結果表明：楔角越小，FOD對HCF強度的影響越大。

Birkbeck、Martinez、Ruschau、Nowell等對沖擊缺口深度對葉片HCF強度的影響進行了分析[17]。Martinez和Ruschau等研究認為：缺口深度與FOD對葉片HCF強度的影響程度沒有明顯的相關性。Ruschau研究的試驗結果如圖7所示。而Birkbeck和Nowell等研究認為：損傷葉片的HCF強度隨缺口深度的增大表現出一定的下降趨勢。

Thompson等和Duó等通過應力釋放退火方式進行了殘余應力對損傷葉片HCF強度的影響研究[18]。Thompson的試驗結果表明，應力退火試樣具有較高的HCF強度；而Duó等人的試驗結果為應力退火試樣的HCF強度較低。試驗結果分別如圖8、9所示。

上述各種研究結果，有的規(guī)律相似，有的規(guī)律則相反，說明FOD及其對葉片HCF強度的影響問題非常復雜。不同的試樣、外物和沖擊參數產生的沖擊損傷形貌、尺寸、殘余應力和微結構損傷等存在較大的分散性，因此，對葉片HCF強度的影響也存在較大的分散性。美國空軍Nicholas曾指出：“在FOD對材料疲勞性能影響的系統(tǒng)研究中得到的成果和發(fā)現很少，這不足為奇[19]?！币虼耍鑼OD及其對葉片HCF強度的影響這一FOD容限設計的基礎科學進行更多深入、細致的研究。

2.5 沖擊損傷葉片的HCF強度預測方法

在美國HCF計劃中，主要發(fā)展和評估了3種沖擊損傷葉片HCF強度預測模型[20]，即裂紋形核模型、斷裂力學模型和最差缺口模型。

GE公司和PW公司均對裂紋形核模型和斷裂力學模型進行了研究和評估[20-22]，但卻得出不同的結論。GE公司的初步評估結果認為：裂紋形核模型（基于修正Walker等效應力）似乎優(yōu)于斷裂力學模型，但仍需要更多試驗來驗證，并希望將其應用于工程設計中；而PW公司的研究結果認為：裂紋形核模型（基于SWT參數）的預測結果偏于保守，而斷裂力學模型的預測結果可滿足預測精度要求。

考慮到外場FOD的分散性，Hudak等人提出了1種最差缺口模型來預測沖擊損傷葉片的HCF強度[23-24]。該模型假設沖擊缺口根部由于應力集中和LCF載荷等的作用而發(fā)生裂紋萌生和早期裂紋擴展，當裂紋擴展至遠離缺口根部后，應力迅速減小，導致裂紋擴展驅動力也迅速減小，并逐漸低于材料的小裂紋應力強度因子門檻值而發(fā)生止裂。因此，可根據沖擊缺口根部的小裂紋擴展/止裂邊界來估算沖擊損傷葉片的HCF強度。Hudak等進行的評估結果表明，

最差缺口模型的預測結果與試驗結果比較吻合。

另外，Nowell等提出與上述最差缺口模型概念類似的小裂紋止裂模型。Duó等對該模型的應用和評估結果認為，該模型可以較好地預測沖擊損傷葉片的HCF強度。

3 中國的研究現狀和差距

在20世紀80～90年代，中國曾開展航空發(fā)動機FOD研究，但僅限于FOD對葉片疲勞壽命的研究。近年來，本課題組在中國最早提出了開展FOD對風扇/壓氣機葉片HCF強度影響機制和規(guī)律研究的基礎性和必要性[25]，并對此開展了一定的探索[26-28]。其主要研究成果如下：采用高速沖擊方法在TC4合金平板葉片邊緣進行FOD模擬試驗，發(fā)現該葉片在沖擊過程中發(fā)生絕熱剪切沖塞失效，典型試驗結果如圖10所示。為發(fā)展FOD數值模擬方法，開展了TC4合金的變形和失效行為試驗，初步評估了幾種典型材料模型對FOD的模擬能力，研究結果表明：雙線性和多線性率相關材料模型、Cowper-Symonds應變率相關材料模型、修正Zerilli-Armstrong材料模型均不能有效模擬TC4合金葉片沖擊過程中的絕熱剪切現象。Bammann黏塑性耦合損傷材料模型則有希望模擬這一失效機制?；贐ammann模型的典型模擬和試驗結果的對比如圖11所示。FOD對葉片HCF強度影響的初步試驗結果表明：沖擊損傷葉片106循環(huán)壽命下的HCF強度降低幅度超過80%。

綜上所述，雖然中國針對FOD對葉片HCF性能影響問題開展了初步研究，但其技術手段、研究深度和廣度以及對FOD問題的重視程度等方面均與美、英等國的存在較大差距，要發(fā)展先進的FOD容限設計技術，建立更為可靠的FOD容限設計準則，需要在如下幾個關鍵技術領域深入開展研究：（1）完善FOD實驗室試驗模擬技術；（2）對FOD特征進行了廣泛、深入的研究和表征；（3）發(fā)展可靠的FOD數值模擬技術；（4）系統(tǒng)研究FOD對風扇/壓氣機葉片HCF強度的影響程度和規(guī)律，發(fā)展并驗證可靠的預測方法。

4 結束語

美、英等國通過實施渦輪發(fā)動機HCF研究計劃，對FOD及其對風扇/壓氣機葉片HCF性能的影響問題進行了系統(tǒng)研究，取得了豐富的研究成果，發(fā)展了先進的FOD損傷容限設計分析技術和設計準則。近10年來，中國雖然已經開展了探索性研究，但仍需在一些關鍵技術問題上繼續(xù)深入。

[1] Gallagher J P,VanStone R H.Improved high cycle fatigue life prediction[R].AFRL-ML-WP-TR-2001-4159：5A.1-5A.14.

[2] Martinez C M.Effects of ballistic impact damage on fatigue crack initiation in Ti-6Al-4V simulated engine blades[D].Dayton：University of Dayton,2000.

[3] Huber N.Plan to control high cycle fatigue in engines[C]//1995 USAF Structural Integrity Program Conference,San Antonio,Texas,Document Release ASC 95-2510,WLPOTC,Wright Patterson Air Force Base,Ohio,1995.

[4] 李其漢，王延榮，王建軍.航空發(fā)動機葉片高循環(huán)疲勞失效研究[J].航空發(fā)動機，2003，29（4）：16-18.

[5] Thompson S R,Ruschau J J,Nicholas T.Laboratory techniques for simulating foreign object damage on a leading edge geometry[C]//10th National Turbine Engine High Cycle Fatigue Conference,Pinehurst NC,2004.

[6] NATO RTO Applied Vehicle Technology Panel(AVT)Task Group 094.Best practices for the mitigation and control of foreign object damage-Induced high cycle fatigue in gas turbine engine compression system airfoils[R].RTO TECHNICAL REPORT TR-AVT-094,2005,3.11-3.15.

[7] Boyce B L.Understanding impact-induced fatigue failure[D].Berkeley：University of California,2001.

[8] Duó P,Liu J,Dini D,et al.Evaluation and analysis of residual stresses due to foreign object damage[J].Mechanics of Materials,2007,39:199-211.

[9] Duó P,Nowell D,Schofield J,et al.A predictive study of foreign object damage(FOD)to aero engine compressor blades[C]//10th National Turbine Engine HCF conference,New Orleans,Lousiana,8th-11th,2005.

[10] Hamrick J L.Effects of foreign object damage from small hard particles on the high-cycle fatigue life of Ti-6Al-4V[D].Washington:Air Force Institute of Technology,1999.

[11] Chen Xi.Foreign object damage and fatigue crackin g[D].Massachusetts:Harvard University,2001.

[12] Gallagher J P,VanStone R H.Improved high cycle fatigue life prediction[R].AFRL-ML-WP-TR-2001-4159:5E.1-5E.22.

[13] Oakley S Y.On the high-and low-cycle fatigue of aeroengine compressor blades following foreign object damage[D].Oxford：University of Oxford,2004.

[14] Tranter P H,Gould P J,Harrison G F.Laboratory simulation and finite element modelling of aerofoil impact damage[C]//Proceedings of the 8th National Turbine Fatigue High Cycle Fatigue Conference,Monterey,CA,USA,2003.

[15] Ruschau J,Nicholas T,Thompson S.Influence of foreign object damage(FOD)on the fatigue life of simulated Ti-6Al-4 V airfoils[J].International Journal of Impact engineering,2001,25:233-250.

[16] Nowell D,Duó P,Stewart I F.Prediction of fatigue performance in gas turbine blades after foreign object damage[J].International Journal Fatigue,2003,25:963-969.

[17] Birkbeck J C.Effects of FOD on the fatigue crack initiation of ballistically impacted Ti-6Al-4V simulated engine blades[D].Dayton：University of Dayton,2002.

[18] Thompson S R,Ruschau J J,Nicholas T.Influence of residual stresses on high cycle fatigue strength of Ti-6Al-4V subjected to foreign object damage[J].International Journal of Fatigue,2001,23:S405-S412.

[19] Nicholas T.High cycle fatigue,a mechanics of materials perspective[M].London:Elsevier Ltd,2006.

[20] Gallagher J P,VanStone R H.Improved high cycle fatigue life prediction[R].AFRL-ML-WP-TR-2001-4159:5.1-5.31.

[21] Gallagher J P,VanStone R H.Improved high cycle fatigue life prediction[R].AFRL-ML-WP-TR-2001-4159:5F.1-5F.9.

[22] Gallagher J P,VanStone R H.Improved high cycle fatigue life prediction[R].AFRL-ML-WP-TR-2001-4159:5H.1-5H.17.

[23] Hudak S J,Chell G G.A damage tolerance approach to FOD based on the‘Worst Case Notch’concept[C]//4th National Turbine Engine High Cycle Fatigue Conference,Monterey,CA,1999.

[24] Gallagher J P,VanStone R H.Improved high cycle fatigue life prediction[R].AFRL-ML-WP-TR-2001-4159:5I.1-5I.74.

[25] 胡緒騰，宋迎東.葉片外物損傷容限設計的本質特點及設計準則的發(fā)展[J].航空動力學報，2008，23（12）：2153-2161.[26]胡緒騰.外物損傷及其對鈦合金葉片高循環(huán)疲勞強度的影響[D].南京：南京航空航天大學能源與動力學院，2009.

[27] 季玉輝.基于Johnson Cook模型的硬物損傷數值模擬研究[D].南京：南京航空航天大學，2009.

[28] 胡緒騰，高希光，孫志剛，等.鈦合金葉片外物損傷數值模擬研究[C]//第15屆發(fā)動機結構強度振動學術交流會議文集.杭州：浙江大學，2010：518-525.