李　迪，王延榮，廖連芳，王家廣，衛(wèi)飛飛（.中航商用航空發(fā)動機有限責任公司，上海008；.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京009）

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圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高/低循環(huán)疲勞試驗研究

李迪1，王延榮2，廖連芳1，王家廣1，衛(wèi)飛飛1
（1.中航商用航空發(fā)動機有限責任公司，上海201108；2.北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

摘要：針對大涵道比渦扇發(fā)動機風扇葉/盤榫連結(jié)構(gòu)，提出了縮比為1:2.5的圓弧形榫連結(jié)構(gòu)疲勞試驗方案，分別設計了高、低循環(huán)疲勞試驗件及其夾具，并進行了疲勞試驗驗證。為了簡化試驗，低循環(huán)疲勞試驗采用拉-拉循環(huán)加載試驗方案，高循環(huán)疲勞試驗則通過測定試驗件1階彎曲振型下的疲勞極限來實現(xiàn)。在低循環(huán)疲勞試驗中，試驗件結(jié)構(gòu)的裂紋萌生壽命遠大于60000次循環(huán)，具備足夠的抗低循環(huán)疲勞能力；在高循環(huán)疲勞試驗中，試驗件結(jié)構(gòu)在設計目標為207 MPa下通過了3×107循環(huán)的疲勞壽命考核。結(jié)果表明：圓弧形榫連結(jié)構(gòu)的高、低循環(huán)疲勞試驗裝置設計合理，實現(xiàn)了預期的試驗目標；所設計的圓弧形榫連結(jié)構(gòu)具有良好的抗疲勞性能，滿足大涵道比發(fā)動機的壽命設計目標；失效形式為由微動磨損引起的疲勞裂紋萌生和擴展。

關鍵詞：圓弧形榫連結(jié)構(gòu)；低循環(huán)疲勞；高循環(huán)疲勞；微動磨損；風扇葉/盤；大涵道比；渦扇發(fā)動機

引用格式：李迪，王延榮，廖連芳，等.圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高/低循環(huán)疲勞試驗研究[J].航空發(fā)動機，2016,42（3）：61-66.LI Di,WANG Yanrong,LIAO Lianfang, et al.Investination of high and low cycle fatigue experiment for a curved dovetail assembly[J].Aeroengine,2016,42(3):61-66.

0　引言

圓弧形榫連結(jié)構(gòu)是目前航空發(fā)動機葉/盤廣泛采用的連接形式，RB211、Trent1000、CFM56-7等發(fā)動機都采用了這種新穎結(jié)構(gòu)。圓弧形榫連結(jié)構(gòu)設計有助于減小輪緣的直徑，但增加了榫頭/榫槽的加工難度?？傮w來說，圓弧形榫連結(jié)構(gòu)已經(jīng)成功地應用于國外先進發(fā)動機上。

榫連結(jié)構(gòu)在葉片的離心載荷（低循環(huán)疲勞）和振動（高循環(huán)疲勞）作用下，接觸面受力復雜，使微動疲勞成為其主要的失效模式[1-4]。針對榫連結(jié)構(gòu)已公開的應用研究工作主要集中在平直型榫連結(jié)構(gòu)上，采用數(shù)值模擬方法對榫連結(jié)構(gòu)進行了研究[5-11]，對比分析了不同接觸面構(gòu)型對接觸區(qū)應力的影響，同時也在微動失效機理方面進行了研究[12-14]。在試驗研究方面，國外不僅開展了大量有針對性的榫連結(jié)構(gòu)模擬件試驗[15-17]，也對平直型燕尾榫連結(jié)構(gòu)在高/低循環(huán)復合載荷作用下的疲勞問題進行了研究[18-19]，并基于數(shù)值分析和試驗結(jié)果建立了壽命預測模型。

而對于圓弧形榫連結(jié)構(gòu)的疲勞試驗設計和研究，目前國內(nèi)外公開的研究成果未見報道。圓弧形榫連結(jié)構(gòu)的接觸面為圓弧形，在葉片載荷作用下接觸面應力分布更趨復雜，更容易產(chǎn)生微動疲勞，因此亟需對其開展疲勞研究。

為開發(fā)1套合理有效的圓弧形榫連結(jié)構(gòu)疲勞試驗方法，本文通過數(shù)值模擬方法給出了圓弧形榫連結(jié)構(gòu)的應力特征，并設計了拉-拉低循環(huán)疲勞試驗件及其試驗夾具；設計了彎曲振型下的高循環(huán)疲勞試驗件與試驗夾具，并重點考查了葉片長度和預緊力對榫頭振動試驗的影響；分別開展了圓弧形榫連結(jié)構(gòu)的高、低循環(huán)疲勞試驗，并對所提出的試驗方案進行了驗證分析。

1　研究對象

本文研究的對象為某大涵道比渦扇發(fā)動機風扇葉片/盤的圓弧型燕尾榫連接結(jié)構(gòu)，其低循環(huán)疲勞設計目標為15000個起落的飛行任務循環(huán)，高循環(huán)疲勞設計目標為1×109次循環(huán)。風扇葉片/盤材料為鈦合金，葉片采用寬弦復合彎掠設計，葉片/盤之間采用軸向圓弧形燕尾榫連結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 風扇葉片/盤模型

2　低循環(huán)疲勞試驗方案設計

15000個起落的飛行任務循環(huán)相當于30000個基準循環(huán)，因而風扇葉片/盤的圓弧形榫連接結(jié)構(gòu)需通過60000次循環(huán)的疲勞試驗考核。針對該目標，設計了1套圓弧形榫連結(jié)構(gòu)低循環(huán)疲勞試驗裝置，包括試驗件及相應的試驗夾具，以考查該圓弧榫連結(jié)構(gòu)的疲勞性能。

所研究的鈦合金寬弦風扇葉片（含圓弧形榫頭）最大狀態(tài)的總離心負荷約為90 t，考慮到國內(nèi)試驗機的加載限制，采用了縮比等效設計的方法，其原則是通過幾何縮比和載荷縮比來保證圓弧形榫連結(jié)構(gòu)在縮比前后應力大小和分布規(guī)律相似。為保證縮比后的榫連結(jié)構(gòu)的應力與鈦合金風扇葉片/盤的相似，本文取1∶2.5的幾何縮比，對應的載荷縮比系數(shù)為1∶6.25，則離心載荷由90 t縮比為14.4 t，考慮到縮比帶來的尺寸效應系數(shù)為1.04，則將縮比后的榫連結(jié)構(gòu)承受的拉伸載荷（15 t）作為100%載荷模擬葉片的最大離心負荷。

為簡化試驗，暫不考慮溫度載荷，并假定葉片的離心彎矩與氣動彎矩相抵消，僅考慮葉片離心載荷的徑向分量，則圓弧形榫連結(jié)構(gòu)的低循環(huán)疲勞試驗可簡化為拉-拉循環(huán)加載的疲勞試驗。所設計試驗裝置如圖2所示。其中雙榫頭試驗件為直“葉身”連接兩端的圓弧形燕尾榫頭；夾具中的榫槽通過銷釘與試驗機耳片相連以施加載荷；兩端連接銷釘采用90°交錯的設計以消除試驗中的附加彎矩影響。

為確保夾具能在榫頭試件失效前安全工作，針對所設計的圓弧形榫連結(jié)構(gòu)低循環(huán)疲勞試驗方案，在100%載荷（15 t）下進行了靜力分析。圓弧榫頭/榫槽鈦合金材料的屈服強度為830 MPa。利用榫頭試件的結(jié)構(gòu)對稱性，取1/2模型進行分析，低循環(huán)疲勞試驗裝置有限元模型如圖3所示，計算結(jié)果如圖4、5所示。其中榫頭的最大等效應力為616 MPa，第1主應力為564 MPa；榫槽的等效應力為499 MPa，第1主應力為534 MPa。均滿足靜強度設計要求。

圖2 低循環(huán)疲勞試驗裝置

圖3 低循環(huán)疲勞試驗裝置有限元模型

由應力分析可知，榫頭等效應力和第1主應力最大值均高于榫槽的，最大應力位于榫頭上，即榫頭處應首先破壞，但不會因為夾具的破壞而使試驗終止，因此該試驗件及夾具的結(jié)構(gòu)方案可用于低循環(huán)疲勞試驗。

3　高循環(huán)疲勞試驗方案設計

高循環(huán)疲勞試驗的目的是考核圓弧榫頭的疲勞強度是否滿足高循環(huán)疲勞設計要求，有效位置是榫頭的接觸面過渡圓角處和接觸區(qū)域上邊緣。試驗件縮比等效設計的原則與低循環(huán)疲勞試驗的相同，即通過幾何縮比和載荷縮比來保證圓弧形榫連結(jié)構(gòu)在縮比前后靜應力大小和分布規(guī)律相似，且考慮了由縮比尺寸效應帶來的4%的高循環(huán)疲勞強度增量，即縮比系數(shù)為1.04。

圖4 等效應力分布

圖5 第1主應力分布

鈦合金風扇葉片/盤的高循環(huán)疲勞設計目標為1×109次循環(huán)，接近于“無限”壽命，因而圓弧形榫連結(jié)構(gòu)需滿足“無限”壽命的高循環(huán)疲勞壽命設計目標。鑒于振動疲勞試驗周期長、耗費高，如50 Hz的葉片頻率需要5555.6 h才能完成1個葉片的試驗，通常將3×107次循環(huán)作為考核低頻（小于200 Hz）航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)件（含試驗模擬件）具備“無限”壽命的“基準”。因此，圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高循環(huán)疲勞試驗旨在完成3×107次的循環(huán)振動疲勞。鑒于在循環(huán)數(shù)由3×107增加到1×109的過程中鈦合金疲勞強度仍會降低，考慮6%的疲勞強度增量，取比例系數(shù)為1.06。疲勞強度設計鈦合金寬弦風扇葉片/盤在最大狀態(tài)下的靜應力和許用振動應力為基準，可通過Goodman曲線確定。鈦合金寬弦風扇葉/盤的有限元模型如圖6所示，計算得到榫頭局部徑向應力分布如圖7所示。在最大工作狀態(tài)下，圓弧形榫連結(jié)構(gòu)的高應力區(qū)位于榫頭工作面和榫頭與葉身的過渡圓角處，最大徑向應力為375 MPa，取103 MPa作為許用振動應力，圓弧榫頭的疲勞強度需不小于188 MPa?？紤]縮比帶來的尺寸效應系數(shù)1.04和循環(huán)數(shù)減少帶來的比例效應系數(shù)1.06，可知3×107循環(huán)數(shù)下縮比圓弧榫頭的疲勞強度需不小于207 MPa。

圖6 風扇葉片/盤有限元模型

圖7 局部徑向應力分布

為簡化高循環(huán)疲勞試驗過程，不考慮溫度載荷和離心載荷，試驗中僅模擬由氣流激勵引起的振動應力的作用。

圖8 高循環(huán)疲勞試驗裝置

高循環(huán)疲勞試驗件采用由直“葉身”一端帶單榫頭的結(jié)構(gòu)方案，其榫槽在結(jié)構(gòu)形式上與低循環(huán)疲勞試驗的相近。試驗裝置與振動臺的連接形式如圖8所示。試件與夾具之間通過螺釘和1塊平板預緊，以避免試件底部壓力過大。為了避免螺釘?shù)念A緊力產(chǎn)生附加彎矩，在夾具的設計過程中要保證榫頭的重心投影在夾具的形心上。

由于榫頭上直“葉身”的長度影響試件的固有振動頻率，而試驗應力大小和時間長短又與試件的固有振動特性密切相關，試驗加載的頻率越高，振幅就越小，試件的振動應力幅值也就越?。活l率過低，試驗的時間就會很長。因此，直“葉身”的長度成為振動疲勞試驗的1個關鍵因素，同時預緊力帶來的預應力剛度也會在一定程度上影響試驗件的固有振動頻率。

首先考查葉身長度和預緊力對結(jié)構(gòu)振動特性的影響，取葉身長度分別為160、180、200 mm，預緊力為25、50、100 MPa，進行含預應力的模態(tài)分析，不同試件長度和預緊力下的第1階頻率見表1。從表中可見，預緊力對試件頻率影響較小，故試驗時只需保證試驗裝置夾緊即可；試驗件長度對試件頻率影響很大?？紤]到振動臺的加載能力和試驗周期，試驗方案選用直“葉身”長度為200mm、預緊力為50 MPa，其1彎振動頻率為259.67 Hz，其振型如圖9所示。

表1 不同葉身長度和預緊力下的第1階頻率

圖9 1階彎曲振型

為了分析榫頭試驗件考核位置的合理性，對試件進行諧響應分析，計算結(jié)果如圖10所示。應力集中區(qū)域位于榫頭接觸面的過渡圓角處和接觸區(qū)域上邊緣，與高循環(huán)疲勞試驗的考核區(qū)域相符。

圖10 榫頭振動應力分布

4　低循環(huán)疲勞試驗方案驗證

低循環(huán)疲勞試驗在Instron 8802電液伺服疲勞試驗機上進行，榫連結(jié)構(gòu)試驗件及夾具為3套。試驗載荷譜采用梯形波，如圖11所示。其中，加載時間Δt1=2s，峰值保載時間Δt2=2s，卸載時間Δt3=2s，谷值保載時間Δt4=0.5s，得到低循環(huán)疲勞試驗的單個循環(huán)時間為6.5s；谷值載荷為峰值的1/16。在試驗方案的驗證中，考慮到由縮比帶來的尺寸效應和試驗誤差，將峰值載荷在100%載荷（15 t）的基礎上提高10%，即在最大載荷為16.5t下完成了低循環(huán)疲勞試驗，目標循環(huán)數(shù)為60000。

試驗件裝配、試驗設備和儀器如圖12所示。試驗步驟如下：在榫頭試件表面兩側(cè)相同位置貼應變片；在榫頭、榫槽工作面均勻地涂潤滑劑（二硫化鉬），裝配圓弧榫頭與榫槽；將低循環(huán)疲勞試驗裝置與試驗機裝配連接；將榫頭試件上各應變片與應變測量儀按對應通道連接，并進行彎曲程度檢測，使彎曲百分比符合HB5287-1996試驗要求后開始試驗；設置試驗機試驗參數(shù)及限位參數(shù)，全面檢查后開始試驗。

圖11 低循環(huán)疲勞試驗載荷譜

圖12 試驗件裝配設備和儀器

試驗后，對試驗件與夾具進行了分解檢查，發(fā)現(xiàn)試驗后裂紋均出現(xiàn)在榫頭接觸面上。1#試驗件裂紋長度約為61 mm，位于榫頭葉盆一側(cè)下接觸面，如圖13所示。從圖中可見，榫頭與榫槽接觸面均有明顯磨痕，結(jié)合有限元分析結(jié)果可判定該榫頭的疲勞失效過程為由微動磨損引起的裂紋萌生與擴展。

圖13 1#試驗件榫頭/榫槽表面磨損

表2 低循環(huán)疲勞試驗結(jié)果

試驗結(jié)果見表2。峰值載荷為16.5 t下的3件試驗件斷裂壽命均超過60000次循環(huán)。鑒于轉(zhuǎn)動件通常以裂紋萌生壽命為考核指標，為考查圓弧榫頭的裂紋萌生壽命，針對3#試驗件，采用了分階段加載的方法。在超過設計目標60612次循環(huán)后，試驗件無損傷；將載荷提高到19.5 t載荷進行了第2階段試驗，又完成了20001次循環(huán)后，試驗件仍無損傷；將載荷提高到21.5 t進行了第3階段試驗，經(jīng)4436次循環(huán)后在榫頭葉背側(cè)上、下接觸面均出現(xiàn)裂紋，如圖14所示。該圓弧形榫連結(jié)構(gòu)裂紋萌生壽命遠大于60000次循環(huán)，具備足夠的抗低循環(huán)疲勞能力，表明所設計的低循環(huán)疲勞試驗裝置可行，且圓弧形榫連結(jié)構(gòu)低循環(huán)疲勞壽命滿足設計目標，可用于大涵道比發(fā)動機風扇葉片/盤實際結(jié)構(gòu)的設計。

圖14 3#試驗件疲勞失效裂紋

5　高循環(huán)疲勞試驗方案驗證及分析

高循環(huán)疲勞試驗在2 t振動臺上進行。鑒于試驗件數(shù)較少，從時間和成本考慮，疲勞強度設計目標以中值疲勞強度σ-1進行考核。試驗采用升降法加載，以獲取目標循環(huán)數(shù)為3×107的中值疲勞強度σ-1。振動疲勞試驗按照HB5277規(guī)定進行，在振動臺上對試驗件進行1階彎曲振型的振動疲勞試驗，試驗設備和測試系統(tǒng)如圖15所示，試驗裝置裝配如圖16所示。

圖15 試驗設備和測試系統(tǒng)

圖16 試驗裝置裝配

試驗步驟如下：振動疲勞試驗開始前，在榫頭、榫槽工作面均勻地涂潤滑劑（二硫化鉬），裝配圓弧榫頭與榫槽，并通過螺栓施加預緊力，完成榫頭試驗件與夾具的裝配；試驗裝置與振動臺通過轉(zhuǎn)接段進行連接，通過連接螺栓進行緊固；開展振動特性試驗和應力分布測試，獲取1彎振型頻率和最大振動應力點，在此基礎上完成應力振幅標定；按照升降法的要求對試驗件進行振動疲勞試驗，確定其疲勞極限。

圖17 4#試驗件榫頭/榫槽表面磨損

試驗后，對試驗件進行了分解檢查，發(fā)現(xiàn)裂紋均出現(xiàn)在榫頭接觸面及榫頭與葉身過渡圓角區(qū)域，且榫頭與榫槽接觸面有明顯磨痕，如圖17所示。振動疲勞試驗的應力水平為4級，級差為5%，試驗結(jié)果見表3。根據(jù)升降法進行數(shù)據(jù)配對，如圖18所示，共5對。按升降法進行數(shù)據(jù)分析，由式（1）～（3）計算得到中值疲勞強度σ-1=207 MPa，標準差S*=8.3666，離差系數(shù)Cv=0.04020。參考HB/Z 112-86《材料疲勞試驗統(tǒng)計分析方法》可知：當置信度取90%，誤差限度取5%時，試驗樣本數(shù)滿足最小觀測值個數(shù)要求。表明圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高循環(huán)疲勞試驗方案在設計目標為207 MPa下通過了3×107循環(huán)的疲勞壽命考核，試驗裝置可行，可用于大涵道比渦扇發(fā)動機鈦合金風扇葉片/盤結(jié)構(gòu)設計。

表3 低循環(huán)疲勞試驗結(jié)果

圖18 有效樣本閉合式升降法

6　結(jié)論

針對大涵道比渦扇發(fā)動機的設計要求，設計了圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高、低循環(huán)疲勞試驗方案和裝置，并對其進行了驗證和分析，得到以下結(jié)論：

（1）建立了1套合理可行的圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高、低循環(huán)疲勞試驗方案和試驗裝置；

（2）開發(fā)了1套有效的圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高、低循環(huán)疲勞試驗方法，可用于指導后續(xù)圓弧形榫連結(jié)構(gòu)試驗工作；

（3）圓弧形榫連結(jié)構(gòu)疲勞壽命達到了預期疲勞設計目標，可應用于大涵道比渦扇發(fā)動機鈦合金風扇葉片/盤圓弧形榫連結(jié)構(gòu)；

（4）斷口分析表明，圓弧形榫連結(jié)構(gòu)高、低循環(huán)疲勞失效形式為由微動磨損導致的疲勞裂紋萌生與擴展。

需要說明的是：低循環(huán)疲勞試驗件的數(shù)量較少，僅獲取了設計載荷（16.5 t）下的壽命數(shù)據(jù)，后續(xù)有必要增加試樣數(shù)量，以獲取更加精確的壽命曲線；同時為了提高結(jié)構(gòu)的使用壽命，后續(xù)研究可考慮進行表面強化工藝的影響。

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（編輯：栗樞）

Investigation of High and Low Cycle Fatigue Experiment for a Curved Dovetail Assembly

LIDi1，WANG Yan-rong2，LIAO Lian-fang1，WANG Jia-guang1，WEI Fei-fei1
（1.AVIC Commercial Aircraft Engine Co.,Ltd.，Shanghai 201108，China；2.School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China）

Abstract:Focused on curved dovetail assemblies used in high bypass-ratio turbofan engines,a design concept with scale-reduced ratio of 1:2.5 for curved dovetail assemblies was proposed,in which both HCF and LCF specimens and its corresponding experimental fixtures were designed and machined to carry out the verification tests.In order to simplify the tests,tensile-tensile cyclic loading tests were conducted to evaluate the LCF properties and bymeasuring1 stage curve vibration of the specimen,the fatigue limit was achieved in HCF tests.During LCF tests,the specimen had adequate capability of LCF resistance thatthe crack initiation life was farmore than 60000 cycles,while the specimen passed the test of 3×107cycles under stress level of 207MPa in HCF tests.The results indicate that the presented experimental concept is sof easible that achievies the design goals,and the curved dovetail assemblies,in which the failure mode of fatigue crack initiation and growth induced by fretting wear,are capable of meeting the requirement of high anti-fatigue properties for high bypass-ratio turbofan engines.

Key words:curved dovetail assembly；HCF；LCF；fretting wear；fan blade/plate；high bypass-ratio；turbofan engine

中圖分類號：V231.9

文獻標識碼：A

doi：10.13477/j.cnki.aeroengine.2016.03.012

收稿日期：2015-09-01

作者簡介：李迪（1983），男，主要從事渦扇發(fā)動機壓氣機強度設計與試驗驗證工作；E-mail：lidi831616@163.com。