柏漢松，曹航

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

基于材料疲勞特性的零部件低周疲勞試驗(yàn)載荷修正

柏漢松，曹航

（中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng)110015）

航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件低周疲勞試驗(yàn)時(shí)，由于試驗(yàn)溫度與發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作環(huán)境溫度不一致，需要對(duì)載荷進(jìn)行修正。基于材料疲勞特性數(shù)據(jù)，給出了一種疲勞試驗(yàn)的載荷修正方法。該方法可綜合考慮循環(huán)次數(shù)、循環(huán)類型、應(yīng)力集中、循環(huán)硬化/軟化等材料特性的影響，相比以往依據(jù)極限強(qiáng)度進(jìn)行載荷修正的方法更為全面、合理。同時(shí)，給出了基于材料疲勞特性進(jìn)行載荷修正的流程圖，通過(guò)實(shí)例介紹了該方法在低周疲勞試驗(yàn)載荷修正中的應(yīng)用。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)；載荷修正；低周疲勞；應(yīng)力集中；循環(huán)硬化/軟化；極限強(qiáng)度

1　引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要零部件在工作中需長(zhǎng)期承受復(fù)雜交變載荷的作用，高應(yīng)力（應(yīng)變）水平下的疲勞破壞模式需要在部件設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證中予以考慮。但由于受到試驗(yàn)器條件限制，在試驗(yàn)器上進(jìn)行零部件低周疲勞試驗(yàn)時(shí)，很難完全模擬發(fā)動(dòng)機(jī)工作的真實(shí)高溫環(huán)境，因此通常對(duì)載荷進(jìn)行修正以使在室溫下進(jìn)行的疲勞試驗(yàn)更為合理?！逗娇諟u輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范》［1］中明確要求疲勞試驗(yàn)時(shí)需考慮試驗(yàn)溫度下的材料特性，為此需要對(duì)疲勞試驗(yàn)載荷進(jìn)行調(diào)整。在零部件工作溫度沒(méi)有高到蠕變問(wèn)題變得突出及其自身殘余應(yīng)力不足以產(chǎn)生大的影響的條件下，通過(guò)調(diào)整載荷的方法在室溫下進(jìn)行的疲勞試驗(yàn)其損傷與真實(shí)高溫環(huán)境下的相當(dāng)。

國(guó)內(nèi)蔡力勛等［2-4］通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)試樣的疲勞性能試驗(yàn)研究，得出了多種材料疲勞特性與溫度的關(guān)系，但這些試驗(yàn)數(shù)據(jù)如何在零部件疲勞試驗(yàn)中加以應(yīng)用，相關(guān)文獻(xiàn)報(bào)道較少。在載荷調(diào)整方法方面，目前工程上通常采用不同溫度下材料的極限拉伸強(qiáng)度比值對(duì)疲勞試驗(yàn)用載荷進(jìn)行修正，因這種方法簡(jiǎn)單且對(duì)材料性能數(shù)據(jù)的要求較少而被廣泛使用。但這種載荷修正方法未考慮不同溫度下循環(huán)次數(shù)、循環(huán)類型、應(yīng)力集中、循環(huán)硬化/軟化等影響材料疲勞性能的因素，具有很大的局限性，可能導(dǎo)致載荷修正過(guò)大或過(guò)小。本文通過(guò)研究航空發(fā)動(dòng)機(jī)上常用的鈦合金和高溫合金材料在不同溫度下的疲勞性能數(shù)據(jù)特點(diǎn)，提出一種綜合考慮上述影響的載荷修正方法，使修正過(guò)程更為全面、合理。

2　利用極限強(qiáng)度進(jìn)行的載荷修正

以往由于材料疲勞性能數(shù)據(jù)匱乏，航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件在室溫替代實(shí)際高溫環(huán)境進(jìn)行疲勞試驗(yàn)時(shí)，通常采用兩種溫度下的極限強(qiáng)度比值作為載荷修正系數(shù)：

式中：σb試驗(yàn)溫度、σb工作溫度分別為試驗(yàn)溫度和工作溫度下材料的極限強(qiáng)度。

獲得載荷修正系數(shù)后，將實(shí)際高溫環(huán)境下的工作載荷乘以載荷修正系數(shù)，即可得到試驗(yàn)溫度條件下的疲勞試驗(yàn)載荷。

3　利用疲勞數(shù)據(jù)進(jìn)行的載荷修正

隨著材料基礎(chǔ)研究投入的增加，可獲得的材料疲勞性能數(shù)據(jù)大大增加。為此，可利用材料試驗(yàn)獲得的S-N曲線直接進(jìn)行載荷修正，解決利用極限強(qiáng)度進(jìn)行載荷修正的不足。

3.1疲勞循環(huán)次數(shù)的影響

由于材料的疲勞強(qiáng)度隨循環(huán)次數(shù)變化，因此采用不同循環(huán)數(shù)的疲勞強(qiáng)度進(jìn)行修正獲得的載荷修正系數(shù)會(huì)不同。表1給出了航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣、輪盤等主要零部件常用的三種材料（ZTC4、TC17、優(yōu)質(zhì)GH4169）［5］，在理論應(yīng)力集中系數(shù)Kt=1、應(yīng)變比R=-1時(shí)，利用極限強(qiáng)度和疲勞強(qiáng)度兩種方法獲得的載荷修正系數(shù)。圖1～圖3給出了三種材料的載荷修正關(guān)系?？梢?jiàn)，依據(jù)極限強(qiáng)度得到的載荷修正系數(shù)是一個(gè)定值，而依據(jù)疲勞強(qiáng)度得到的載荷修正系數(shù)是一個(gè)范圍值，隨循環(huán)次數(shù)變化。TC17和優(yōu)質(zhì)GH4169材料的載荷修正系數(shù)變化不大，而ZTC4材料的變化范圍較大，是ZTC4材料在20℃和300℃兩種條件下的S-N曲線規(guī)律不一致所致。相對(duì)于依據(jù)極限強(qiáng)度所得的載荷修正系數(shù)，依據(jù)疲勞強(qiáng)度得到的載荷修正系數(shù)ZTC4的偏小，TC17的較為接近，而優(yōu)質(zhì)GH4169的偏大。

表1　利用不同方法獲得的載荷修正系數(shù)列表（Kt=1、R=-1）Table 1 Load correction coefficient by different methods（Kt=1、R=-1）

圖1　ZTC4的載荷修正系數(shù)（300℃修正到20℃）Fig.1 The load correction coefficient of ZTC4（300℃to 20℃）

圖2　TC17的載荷修正系數(shù)（300℃修正到20℃）Fig.2 The load correction coefficient of TC17（300℃to 20℃）

3.2疲勞循環(huán)類型的影響

航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件所受低周疲勞載荷以脈動(dòng)循環(huán)（R=0）為主，而目前材料手冊(cè)中的疲勞數(shù)據(jù)大多只提供對(duì)稱循環(huán)（R=-1）疲勞性能數(shù)據(jù)，為此，本文比較了不同循環(huán)類型下的載荷修正系數(shù)，見(jiàn)表2。

圖3　優(yōu)質(zhì)GH4169的載荷修正系數(shù)（600℃修正到400℃）Fig.3 The load correction coefficient of high-quality GH4169（600℃to 400℃）

圖4　優(yōu)質(zhì)GH4169不同循環(huán)類型載荷修正系數(shù)（650℃修正到450℃）Fig.4 The load correction coefficient of high-quality GH4169 for different cyclic types（650℃to 450℃）

表2　不同循環(huán)類型影響的載荷修正系數(shù)Table 2 Load correction coefficient for different cyclic types

從表2中可見(jiàn)，ZTC4、優(yōu)質(zhì)GH4169的載荷修正系數(shù)在不同循環(huán)類型條件下較為接近，分析認(rèn)為在不同循環(huán)類型條件下循環(huán)的滯后回線的形狀比較接近，只是脈動(dòng)循環(huán)的滯后回線相對(duì)于對(duì)稱循環(huán)的滯后回線沿應(yīng)變軸進(jìn)行了平移［6］，不影響載荷修正系數(shù)。優(yōu)質(zhì)GH4169在450℃、650℃下較全面地完成了不同循環(huán)類型的疲勞性能測(cè)試（圖4），如將650℃修正到450℃，只要循環(huán)數(shù)確定，可以認(rèn)為脈動(dòng)循環(huán)與對(duì)稱循環(huán)兩種循環(huán)類型下的載荷修正系數(shù)近似相等，誤差小于5%。從表2中還可看出，TC17兩種循環(huán)類型獲得的修正系數(shù)差異較大，原因是TC17在對(duì)稱循環(huán)類型下20℃時(shí)的疲勞強(qiáng)度比200℃低，這與材料疲勞性能隨溫度變化的一般規(guī)律完全相反。因此，需要根據(jù)零件的循環(huán)類型來(lái)選擇相同循環(huán)類型的疲勞性能數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，否則易帶來(lái)較大誤差。

3.3應(yīng)力集中的影響

航空發(fā)動(dòng)機(jī)零部件由于低周疲勞而發(fā)生破壞的位置一般存在應(yīng)力集中，因此零部件低周疲勞試驗(yàn)一定要考慮應(yīng)力集中對(duì)載荷修正的影響。為此，選用三種材料在Kt=3條件下循環(huán)5×103次疲勞數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，從表3中的數(shù)據(jù)看，有無(wú)應(yīng)力集中對(duì)最終載荷修正系數(shù)的確定有著非常明顯的影響，且從趨勢(shì)上看考慮應(yīng)力集中時(shí)載荷修正系數(shù)會(huì)降低。

3.4疲勞循環(huán)硬化/軟化的影響

從表1中三種材料依據(jù)疲勞強(qiáng)度獲得的載荷修正系數(shù)看，相對(duì)于TC17、優(yōu)質(zhì)GH4169，因循環(huán)數(shù)不同ZTC4的載荷修正系數(shù)范圍更大。進(jìn)一步分析認(rèn)為，是由于ZTC4在20℃表現(xiàn)出循環(huán)軟化的特征，而在300℃表現(xiàn)出循環(huán)硬化的特征所致（圖5，ε為應(yīng)變幅）。因此，當(dāng)ZTC4加工而成的零部件在進(jìn)行低周疲勞試驗(yàn)時(shí)，如果有多個(gè)循環(huán)載荷譜，其載荷修正系數(shù)需針對(duì)不同循環(huán)譜取不同值。研究表明［4］，同一種材料在不同的循環(huán)數(shù)、應(yīng)變比、應(yīng)變幅、溫度條件下可能表現(xiàn)出不同的循環(huán)硬化/軟化特性，因此在遇到修正前后兩種溫度條件下的循環(huán)硬化/軟化規(guī)律不一致時(shí)，直接利用極限強(qiáng)度進(jìn)行載荷修正導(dǎo)致的誤差會(huì)較大。

表3　考慮應(yīng)力集中時(shí)的載荷修正系數(shù)Table 3 Load correction coefficient for different stress concentration

圖5　ZTC4的循環(huán)特性Fig.5 Cyclic hardening/softening effects of ZTC4

4　依據(jù)疲勞特性進(jìn)行載荷修正的工作流程

依據(jù)疲勞強(qiáng)度進(jìn)行載荷修正的關(guān)鍵要點(diǎn)，是修正前后溫度、循環(huán)類型、循環(huán)次數(shù)、有效應(yīng)力集中系數(shù)、材料疲勞強(qiáng)度。為此，圖6示出了依據(jù)疲勞特性進(jìn)行載荷修正的工作流程，工程應(yīng)用中可參考。

圖6　依據(jù)疲勞特性進(jìn)行載荷修正的工作流程圖Fig.6 Working flow chart for the load correction coefficient defined by fatigue characteristic

5　工程應(yīng)用實(shí)例

某航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣材料為ZTC4，疲勞強(qiáng)度參見(jiàn)圖1，工作溫度300℃，循環(huán)次數(shù)要求5 000次脈動(dòng)循環(huán)，峰值載荷作用下的理論應(yīng)力集中系數(shù)為2.32。

依據(jù)Kt=1和Kt=3的疲勞性能數(shù)據(jù)，可以得到Kt=3時(shí)的有效應(yīng)力集中系數(shù)Kf。當(dāng)Kt≠3時(shí)，有效應(yīng)力集中系數(shù)可由線性插值得到，插值公式為：

該機(jī)匣在室溫（20℃）下進(jìn)行低周疲勞試驗(yàn)，按照?qǐng)D6得到的載荷修正具體過(guò)程值見(jiàn)表4?？梢?jiàn)，依據(jù)材料的疲勞特性進(jìn)行載荷修正時(shí)，修正系數(shù)為1.11；而依據(jù)材料的極限強(qiáng)度進(jìn)行載荷修正時(shí)，修正系數(shù)為1.70，兩者相差較大。

表4　依據(jù)疲勞強(qiáng)度進(jìn)行載荷修正的工程實(shí)例Table 4 Example for load correction coefficient defined by fatigue characteristic

6　結(jié)束語(yǔ)

本文選取三種有代表性的航空發(fā)動(dòng)機(jī)用材料作為研究對(duì)象，通過(guò)對(duì)材料不同溫度下的疲勞特性（循環(huán)次數(shù)、循環(huán)類型、應(yīng)力集中、循環(huán)硬化/軟化等）研究，建立了一種基于材料疲勞特性的零部件低周疲勞試驗(yàn)載荷修正方法。相比以往依據(jù)單一極限強(qiáng)度進(jìn)行載荷修正的方法，本文給出的載荷修正方法更為合理，避免了零部件低周疲勞試驗(yàn)中載荷偏大引起過(guò)考核或載荷偏小達(dá)不到考核目的的情況發(fā)生，可為零部件低周疲勞試驗(yàn)參數(shù)的確定提供借鑒和參考。

［1］GJB 241A-2010，航空渦輪噴氣和渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)通用規(guī)范［S］.

［2］蔡力勛，孫亞芳，羅海峰.高溫對(duì)鈦合金材料低循環(huán)行為的影響研究［C］//.全國(guó)第七屆熱疲勞學(xué)術(shù)會(huì)議論文集.2001.

［3］蔡力勛，孫亞芳，王理，等.考慮溫度效應(yīng)的鈦合金鋼低周疲勞行為研究［J］.核動(dòng)力工程，2000，21（6）：550—555.

［4］蔡力勛，范宣華，李聰，等.高溫對(duì)Zr-4合金低循環(huán)行為的影響［J］.航空材料學(xué)報(bào)，2004，24（5）：1—6.

［5］《航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)用材料數(shù)據(jù)手冊(cè)》編委會(huì).航空發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)用材料數(shù)據(jù)手冊(cè)：第三冊(cè)［K］.北京：航空工業(yè)出版社，2008.

［6］張仕朝，于慧臣，李影.不同應(yīng)變比下GH3030合金的高溫低周疲勞行為［J］.機(jī)械工程材料，2014，38（1）：56—59.

Load correction method for low cycle fatigue test based on material fatigue characteristics

BAI Han-song，CAO Hang
（AECC Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China）

It is necessary to correct the low cycle fatigue（LCF）test load when the test temperature does not correspond with the working temperature.A load correction method based on material fatigue test results was proposed,and the influence of material characteristics,such as cyclic times,cyclic type,stress concentration,cyclic hardening/softening effects were considered.Compared with conventional method based on ultimate strength correction,this one exhibits more extensive and reasonable outcomes.The work flow chart for load correction was also given.Finally,the application of this method in actual LCF test was illustrated by an example.

aero-engine；load correction；LCF；stress concentration；cyclic hardening/softening effects；ultimate strength

V231.95

A

1672-2620（2016）03-0016-04

2015-12-09；

2016-06-14

柏漢松（1981-），男，江蘇鹽城人，高級(jí)工程師，碩士，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)工作。