楊偉新，李 彥，王 平

（中國湖南航空動力機(jī)械研究所 航空發(fā)動機(jī)振動技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖南 株洲 412002）

一種新的航空發(fā)動機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)方法

楊偉新，李 彥，王 平

（中國湖南航空動力機(jī)械研究所 航空發(fā)動機(jī)振動技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖南 株洲 412002）

在某型航空發(fā)動機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)件數(shù)量嚴(yán)重不足的情況下，提出一種新的航空發(fā)動機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)方法－逐級載荷加載法。該方法先以一個(gè)相對較低的振動水平對葉片進(jìn)行激勵(lì)，然后逐級加大葉片的激勵(lì)水平，直至葉片出現(xiàn)疲勞破壞，最后獲取該葉片的疲勞極限。應(yīng)用該方法對某型發(fā)動機(jī)第5級軸流壓氣葉片進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，有效地獲取該葉片的疲勞極限。

振動與波；航空發(fā)動機(jī)葉片；逐級載荷加載法；疲勞試驗(yàn)方法；疲勞極限

航空發(fā)動機(jī)葉片是航空發(fā)動機(jī)最重要的關(guān)鍵部件,隨著我國飛機(jī)飛行機(jī)動性及飛機(jī)發(fā)動機(jī)使用壽命的不斷提高,其工作條件越來越嚴(yán)酷[1]。其中多種型號的發(fā)動機(jī)葉片相繼在設(shè)計(jì)壽命期內(nèi)出現(xiàn)了葉片疲勞裂紋，并逐步發(fā)展至疲勞斷裂，嚴(yán)重影響了航空發(fā)動機(jī)的安全。因此,研究葉片運(yùn)行的可靠性至關(guān)重要[2]。

葉片的疲勞試驗(yàn)是對葉片進(jìn)行疲勞強(qiáng)度考核的直接方法，根據(jù)《材料疲勞試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)分析方法（HB/Z112-1986）》[3]關(guān)于升降法的有關(guān)內(nèi)容，原有升降法以一個(gè)試驗(yàn)件在指定交變載荷/應(yīng)力水平的情況下，在指定循環(huán)基數(shù)（如1.0×107）內(nèi)是否斷裂作為“超越（未斷裂）”和“破壞（斷裂）”的依據(jù)，以決定增大還是減小一個(gè)載荷級差作為試驗(yàn)載荷對下一個(gè)試驗(yàn)件進(jìn)行試驗(yàn)。按照以上原則，當(dāng)針對一定數(shù)量試驗(yàn)件完成了試驗(yàn)并獲取了一半為“超越”，另一半為“破壞”的試驗(yàn)結(jié)果之后，將載荷/應(yīng)力級差最小，分屬于“超越”和“破壞”的試驗(yàn)件的試驗(yàn)載荷/應(yīng)力配成一個(gè)“數(shù)據(jù)對”，并將該數(shù)據(jù)對所對應(yīng)的試驗(yàn)載荷/應(yīng)力的平均值作為一個(gè)試驗(yàn)載荷/應(yīng)力疲勞極限試驗(yàn)結(jié)果的最大似然估計(jì)量。當(dāng)試驗(yàn)件總數(shù)為n時(shí)，可以獲得的試驗(yàn)載荷/應(yīng)力疲勞極限試驗(yàn)結(jié)果的最大似然估計(jì)量的數(shù)量為n/2。

假定有A、B兩個(gè)試驗(yàn)件，其真實(shí)應(yīng)力疲勞極限分別為 630 MPa和 530 MPa，假定以 620 MPa、20 MPa分別作為起始試驗(yàn)應(yīng)力和應(yīng)力級差。若首先對A試驗(yàn)件進(jìn)行試驗(yàn)，所獲結(jié)果自然應(yīng)為“超越”，然后以640 MPa作為試驗(yàn)應(yīng)力對B試驗(yàn)件進(jìn)行試驗(yàn)，所獲結(jié)果自然為“破壞”。由該對試驗(yàn)件所獲得的應(yīng)力疲勞極限試驗(yàn)結(jié)果的最大似然估計(jì)量應(yīng)為

事實(shí)上，即使用540 MPa作為試驗(yàn)應(yīng)力對B試驗(yàn)件進(jìn)行試驗(yàn)，所獲結(jié)果依然為“破壞”，由此可得該對試驗(yàn)件應(yīng)力疲勞極限的最大似然估計(jì)量應(yīng)為

以上兩種結(jié)果之間存在明顯差別，從而此例表明，升降法事實(shí)上存在較為明顯的設(shè)計(jì)缺陷和誤差風(fēng)險(xiǎn)。

針對這一情況，本文首次提出逐級載荷加載法，該方法不僅可以較好地沿用升降法的基本原理，又可以有效地避免其誤差缺陷，提高試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，同時(shí)還可以有效地節(jié)省試驗(yàn)件的數(shù)量。另外，該方法主要不足在于所需試驗(yàn)時(shí)間將明顯超過升降法。

1 逐級載荷加載法原理

(1)采用基礎(chǔ)位移振動激勵(lì)手段和共振原理[4]對試驗(yàn)件施加交變載荷，振動激勵(lì)水平即反映試驗(yàn)載荷水平；

(2)以1階彎曲模態(tài)頻率并以一定激勵(lì)水平對單個(gè)試驗(yàn)件進(jìn)行正弦振動激勵(lì)，使其產(chǎn)生相應(yīng)水平的一階彎曲共振，并在葉身各處按1階彎曲振動模態(tài)特性產(chǎn)生相應(yīng)的模態(tài)位移、模態(tài)應(yīng)變及模態(tài)應(yīng)力（均為正弦交變參數(shù)）。在具有試驗(yàn)件1階彎曲模態(tài)頻率的外界正弦振動載荷激勵(lì)下，試驗(yàn)件葉身振動應(yīng)變響應(yīng)分布特性應(yīng)基本符合其有限元數(shù)值計(jì)算結(jié)果，且在振動位移/振動應(yīng)力響應(yīng)處于小變形和線彈性范圍內(nèi)的情況下，試驗(yàn)件葉身各位置振動應(yīng)變響應(yīng)間比值應(yīng)為常數(shù)。在應(yīng)變片中心位置和測試方向均明確的情況下，理論上由試驗(yàn)件葉身表面任一位置處應(yīng)變片所獲取的振動應(yīng)變響應(yīng)水平即可獲知整個(gè)試驗(yàn)件葉身各部位振動應(yīng)變響應(yīng)的實(shí)際值，其他位置處應(yīng)變片獲取的振動應(yīng)變響應(yīng)值可以用于為該實(shí)際值測試結(jié)果提供驗(yàn)證。

(3)振動激勵(lì)水平（即試驗(yàn)載荷水平，下同）較低時(shí)，試驗(yàn)件葉身中當(dāng)量模態(tài)應(yīng)力水平相應(yīng)較低，其最大交變應(yīng)力水平也相應(yīng)較低，當(dāng)該最大交變應(yīng)力水平低于試驗(yàn)件應(yīng)力疲勞極限時(shí)，試驗(yàn)件將具有無限壽命，試驗(yàn)循環(huán)次數(shù)可以達(dá)到和超過1×107次；

(4)振動激勵(lì)水平增長至某一程度時(shí)，試驗(yàn)件葉身中當(dāng)量模態(tài)應(yīng)力水平相應(yīng)增大，其最大交變應(yīng)力水平也相應(yīng)增大，直至超過試驗(yàn)件應(yīng)力疲勞極限，使試驗(yàn)件在經(jīng)歷有限次激勵(lì)周期之后產(chǎn)生高周疲勞損傷，進(jìn)而產(chǎn)生疲勞裂紋；

(5)從一個(gè)相對較低的振動激勵(lì)水平開始，逐級增大對試驗(yàn)件實(shí)施振動激勵(lì)的水平，可使試驗(yàn)件最大應(yīng)力水平逐漸從低于其疲勞極限的狀態(tài)增大至超過其應(yīng)力疲勞極限的狀態(tài)，試驗(yàn)件的載荷疲勞極限應(yīng)介于最后兩級振動激勵(lì)水平之間（參見圖1），其應(yīng)力疲勞極限則應(yīng)介于最后兩級振動激勵(lì)水平相對應(yīng)的最大當(dāng)量應(yīng)力水平之間；

(6)試驗(yàn)件葉身出現(xiàn)疲勞損傷時(shí)，試驗(yàn)件的振動模態(tài)頻率將出現(xiàn)下降趨勢，從而與既有的振動激勵(lì)頻率產(chǎn)生偏離，在既有的振動激勵(lì)頻率和激勵(lì)水平狀態(tài)下，試驗(yàn)件具有的振動響應(yīng)水平也將呈現(xiàn)下降趨勢。據(jù)此原理可以獲知試驗(yàn)件在給定振動激勵(lì)狀態(tài)下出現(xiàn)疲勞損傷時(shí)已經(jīng)歷的試驗(yàn)循環(huán)次數(shù)，并進(jìn)而推斷出其在給定試驗(yàn)載荷及相應(yīng)的交變應(yīng)力水平下具有的疲勞壽命。

圖1 單個(gè)試驗(yàn)件試驗(yàn)過程示意圖

2 葉片疲勞試驗(yàn)及方法應(yīng)用

2.1 試驗(yàn)件及裝夾方式

試驗(yàn)件為某渦軸發(fā)動機(jī)第5級軸流壓氣機(jī)工作葉片，是由發(fā)動機(jī)第5級軸流葉輪分切而成，每個(gè)試驗(yàn)件包含一個(gè)工作葉片和由葉輪盤局部盤體切割形成的試驗(yàn)夾持段?？紤]到構(gòu)件疲勞特性的離散性[5]，相同圖樣/生產(chǎn)批次的試驗(yàn)件的數(shù)量不得少于6件，本試驗(yàn)中葉片疲勞試驗(yàn)件數(shù)量為7。葉片-振動臺轉(zhuǎn)接段：將葉片安裝于振動臺臺面（參見圖2）。

圖2 葉片安裝方式示意圖

2.2 試驗(yàn)載荷及其初值選擇

應(yīng)用有限元軟件對葉片1階彎曲模態(tài)應(yīng)力分布狀態(tài)進(jìn)行有限元數(shù)值計(jì)算，其結(jié)果參見圖3。應(yīng)力區(qū)的應(yīng)變值從小到大按字母排序，A，B，C，……，N，O，P。其中A應(yīng)力區(qū)應(yīng)力值最小，為8.29×103Pa，P應(yīng)力區(qū)應(yīng)力值最大，為3.50×106Pa，其它應(yīng)力區(qū)對應(yīng)的應(yīng)力值見表1。

圖3 葉片1階彎曲模態(tài)應(yīng)力分布數(shù)值計(jì)算結(jié)果之葉盆應(yīng)力分布曲線圖

表1 葉片各應(yīng)力區(qū)及其對應(yīng)的應(yīng)力值大小

由圖中可看出葉片最大應(yīng)力區(qū)P位于葉片葉盆前緣的根部，但試驗(yàn)時(shí)此處無法粘貼應(yīng)變片，因此，根據(jù)如上有限元計(jì)算結(jié)果及本次試驗(yàn)的特點(diǎn)，試驗(yàn)時(shí)在葉片葉盆前緣根部附近的G應(yīng)力區(qū)處粘貼應(yīng)變片，應(yīng)變片具體粘貼位置為：離葉片前緣5 mm，離葉尖22 mm處，可參見圖2的葉片安裝示意圖。通過應(yīng)變片以監(jiān)測葉片振動疲勞試驗(yàn)時(shí)的應(yīng)力情況，另外，采用激光位移傳感器監(jiān)測試驗(yàn)時(shí)葉片葉尖振幅的P-P值，并將應(yīng)變片獲取的振動應(yīng)變響應(yīng)ε1以及對應(yīng)葉片葉尖振幅的P-P值與試驗(yàn)頻率對應(yīng)的頻譜分量值作為試驗(yàn)載荷。

葉片采用某種鍛件材料，相關(guān)材料試驗(yàn)結(jié)果獲得的伸縮彈性模量E和應(yīng)力疲勞極限σ-1的值分別為109 GPa和345 MPa，根據(jù)材料應(yīng)變疲勞極限計(jì)算公式可知該葉片材料的應(yīng)變疲勞極限ε-1應(yīng)為3 165 με左右[6–7]。根據(jù)有限元計(jì)算結(jié)果得到葉片應(yīng)變片粘貼處的敏感度系數(shù)約43.5%，因此葉片應(yīng)變片粘貼處應(yīng)變疲勞極限大約為1 377 με左右。另外，考慮到疲勞特性參數(shù)的離散性以及振動應(yīng)變監(jiān)測過程中可能存在的各類誤差，初定采用疲勞極限的80%（約為1 101 με）作為試驗(yàn)載荷初值，并擬在初始試驗(yàn)載荷未達(dá)到載荷疲勞極限的情況下按照一定級差（初定為220 με，大約20 MPa應(yīng)力水平）逐級增大試驗(yàn)載荷，直至其達(dá)到或超過載荷疲勞極限。

3 葉片疲勞試驗(yàn)結(jié)果

3.1 試驗(yàn)過程

由于篇幅原因，本文只給出1#葉片振動疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)過程。試驗(yàn)時(shí)，振動臺的激振頻率由正弦信號發(fā)生器控制。

3.1.1 標(biāo)定試驗(yàn)

對葉身應(yīng)變響應(yīng)-葉尖振幅響應(yīng)關(guān)系進(jìn)行標(biāo)定，對其進(jìn)行線性回歸分析，線性相關(guān)系數(shù)R2應(yīng)不小于0.98，否則需查明原因并予以排除。

標(biāo)定試驗(yàn)：在上述葉盆G處位置粘貼應(yīng)變片，對葉身應(yīng)變響應(yīng)-葉尖振幅響應(yīng)關(guān)系進(jìn)行標(biāo)定，其中激勵(lì)頻率等于葉片固定安裝在振動臺上后的葉片固有頻率。應(yīng)變響應(yīng)-葉尖振幅響應(yīng)關(guān)系標(biāo)定數(shù)值表如表2所示，標(biāo)定線性相關(guān)曲線見圖4，從標(biāo)定結(jié)果可知R2=0.999，滿足試驗(yàn)要求。

表2 1#葉片響應(yīng)-葉尖振幅響應(yīng)關(guān)系標(biāo)定數(shù)值

圖4 1#葉片標(biāo)定線性相關(guān)曲線

3.1.2 加載試驗(yàn)

采用逐級載荷加載法對1#葉片實(shí)行振動疲勞試驗(yàn)加載。加載過程中，監(jiān)測葉片的振動應(yīng)力，同時(shí)監(jiān)測葉尖振幅，當(dāng)應(yīng)變片失效后，按照上述線性標(biāo)定結(jié)果葉尖振幅，以葉尖振幅監(jiān)視參數(shù)。

第一加載階段：根據(jù)上述，采用疲勞極限的80%作為試驗(yàn)載荷初值，即276 MPa應(yīng)力水平，應(yīng)變值為1 101 με，對應(yīng)葉片葉尖位移值為0.82 mm，在該應(yīng)力下加載。1×107次循環(huán)后，對葉片進(jìn)行測頻，結(jié)果發(fā)現(xiàn)葉片固有頻率未發(fā)生改變，判斷葉片未發(fā)生裂紋，進(jìn)行第二加載階段。

第二加載階段：根據(jù)上述，在初始試驗(yàn)載荷未達(dá)到載荷疲勞極限的情況下按照一定級差（初定為220 με，大約20 MPa應(yīng)力水平）逐級增大試驗(yàn)載荷，即296 MPa應(yīng)力水平，應(yīng)變值為1 321 με，對應(yīng)葉片葉尖位移值為0.99 mm，在該應(yīng)力下加載。1×107次循環(huán)后，對葉片進(jìn)行測頻，結(jié)果發(fā)現(xiàn)葉片固有頻率未發(fā)生改變，判斷葉片未發(fā)生裂紋，進(jìn)行第三加載階段。

第三加載階段：繼續(xù)增大一個(gè)級差（20 MPa應(yīng)力水平），即316 MPa應(yīng)力水平，應(yīng)變值為1 541 με，對應(yīng)葉片葉尖位移值為1.15 mm，在該應(yīng)力下加載。4.94×106次循環(huán)時(shí)，葉片頻率發(fā)生較大改變，判斷葉片發(fā)生裂紋，拆下葉片并送往相關(guān)部門對葉片葉身進(jìn)行熒光檢查。

3.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

按照法國歐直公司在SA365N“海豚”傳動系統(tǒng)零部件壽命鑒定[8]（除齒輪和軸承處）采用的S-N曲線方程進(jìn)行疲勞極限計(jì)算的方法進(jìn)行試驗(yàn)。

本試驗(yàn)共計(jì)對7件葉片進(jìn)行了振動疲勞試驗(yàn)，獲得試驗(yàn)數(shù)據(jù)列于表3。

3.3 試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)分析

依據(jù)HB/Z112-1986《材料疲勞試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)分析方法》對該型發(fā)動機(jī)第5級軸流壓氣機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行統(tǒng)計(jì)學(xué)分析，葉片疲勞極限試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)分析列于表4。

根據(jù)HB/Z112-1986的規(guī)定，當(dāng)置信度為95%，且誤差限度不高于5%，變異系數(shù)范圍為0.047 6～0.054 1時(shí)，最少試驗(yàn)件個(gè)數(shù)為7個(gè)，該型發(fā)動機(jī)第5級軸流壓氣機(jī)葉片疲勞試驗(yàn)件個(gè)數(shù)為7個(gè)，觀測值個(gè)數(shù)滿足該規(guī)定的要求，且由表4可知變異系數(shù)，此時(shí)置信度為95%，誤差限度不高于5%。

4 結(jié)語

表3 葉片基本試驗(yàn)結(jié)果

《材料疲勞試驗(yàn)統(tǒng)計(jì)分析方法（HB/Z112-1986）》規(guī)定了升降法最少需要6對數(shù)據(jù)[3]（最少12片試驗(yàn)件，還不包括調(diào)試件）才能獲取該批次葉片的疲勞極限，本文針對某型發(fā)動機(jī)第5級軸流壓氣機(jī)葉片用于疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件數(shù)量緊張的問題，提出了一種新的葉片疲勞試驗(yàn)方法-逐級載荷加載法，該有效地解決試驗(yàn)件數(shù)量緊張問題且有效地得到該批次葉片的疲勞極限，為該型發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)葉片壽命定型打下了堅(jiān)定基礎(chǔ)，另外，該方法同樣適用于其它在研型號葉片的疲勞試驗(yàn)，可為發(fā)動機(jī)的研制大大減小試驗(yàn)成本。

表4 疲勞極限試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)

[1]高鎮(zhèn)同.疲勞性能測試[M].北京：國防工業(yè)出版社，1978.

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ANew Fatigue Test Method forAero-engine Blades

YANG Wei-xin,LI Yan,WANG Ping
（AECC HunanAviation Powerplant Research Institute,Key Laboratory ofAero-engine Vibration Technology andAeronautical Science,Zhuzhou 412002,Hunan China）

Due to the serious shortage of specimens for fatigue test of aero-engine blades,a new fatigue test method for aero-engine blades,called step-by-step loading method,is proposed.Firstly,the blade is excited with a relatively low vibration.Then,excitation level on the blade increases step by step until the blade fails.Thereby,the fatigue limit of the blade is obtained.Practical application in the fatigue test of the 5th-stage axial compressor’s blades shows that this method is efficient for obtaining the fatigue limit of the blades.

vibration and wave;aero-engine blade;step-by-step loading method;fatigue test method;fatigue limit

TP206+.3；V23

A

10.3969/j.issn.1006-1355.2017.05.044

1006-1355(2017)05-0214-05

2017-03-10

楊偉新（1988－），江西省臨川市人，碩士研究生，工程師，研究方向?yàn)楹娇瞻l(fā)動機(jī)振動、噪聲測試。

E-mail:ywxdlu@sina.com