劉高揚 ， 陳 星 ,2,3,4,5， 朱定金 ， 劉新靈 ,2,3,4,5， 劉春江 ,2,3,4,5， 劉昌奎 ,2,3,4,5

（1.中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095；2.航空工業(yè)失效分析中心，北京 100095；3.航空材料檢測與評價北京市重點實驗室，北京 100095；4.中國航空發(fā)動機集團材料檢測與評價重點實驗室，北京 100095；5.材料檢測與評價航空科技重點實驗室，北京 100095；6.中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001）

0 引言

直升機具有垂直升降、懸停、小速率向前或向后飛行的特點，是典型軍民兩用產(chǎn)品，旋翼槳葉作為直升機的主要部件，高速轉(zhuǎn)動的主槳葉與氣流形成相對運動，使槳葉上表面產(chǎn)生負壓，槳葉下表面產(chǎn)生正壓，壓力差值為槳葉提供向上的氣動力。自動傾斜器操縱使得旋翼產(chǎn)生合力，為直升機提供升力和各類運動操縱力。由于工作環(huán)境、受力狀態(tài)、內(nèi)部構(gòu)造、載荷譜等惡劣且復(fù)雜，這些特點決定了槳葉容易產(chǎn)生疲勞破壞，進而嚴(yán)重威脅飛行器的安全使用和經(jīng)濟損失[1]。

一般來說，結(jié)構(gòu)的壽命主要取決于主槳葉危險部位裂紋的萌生與擴展，而一般外場飛行的載荷譜復(fù)雜多變，隨機性強。必須通過飛行使用統(tǒng)計數(shù)據(jù)編制飛行譜。按飛行譜的飛行狀態(tài)進行飛行載荷實測，然后編制實測載荷譜；因此很難合理給定槳葉的載荷譜。而載荷譜對直升機槳葉壽命影響又非常顯著。合理的給出載荷譜與斷口典型特征的關(guān)聯(lián)性是評價構(gòu)件裂紋擴展損傷行為和擴展壽命的關(guān)鍵。目前的研究大多集中在構(gòu)件的壽命試驗[1]以及斷裂的定性分析，在金屬構(gòu)件簡單載荷譜疲勞斷裂方面，國內(nèi)外已有很多研究[2-7]，對于復(fù)雜結(jié)構(gòu)和復(fù)雜載荷譜的定量分析鮮有報道。通過斷口定量分析可獲得構(gòu)件實際服役過程中的疲勞裂紋擴展速率，不但對深入分析失效原因提供重要依據(jù)和數(shù)據(jù)，還可實現(xiàn)零部件疲勞壽命評估，確定構(gòu)件形成裂紋的時間，評價其制造質(zhì)量、檢測周期的合理性，為外場定檢和定壽提供保障，解決工程實際故障和問題[2-4]。

主槳葉大梁服役800 h 多后發(fā)生斷裂，材料為LD2 鋁合金，表面經(jīng)玻璃噴丸處理。在斷裂過程中，當(dāng)槳葉大梁裂紋穿透壁厚時，壓力傳感器無壓差告警，引起后續(xù)大梁的持續(xù)擴展直至斷裂。本研究對飛機載荷譜進行剖析，對大梁斷口開展宏微觀觀察和斷口定量分析，給出大梁在不同階段的擴展速率，并通過大梁模擬試驗進行驗證，以獲得主槳葉大梁疲勞裂紋擴展壽命和萌生壽命，彌補外場監(jiān)測不到位的不足，為排故提供方向，為主槳葉大梁壽命評估和設(shè)制定檢周期服務(wù)，為大梁損傷容限進行評價。

1 試驗過程與結(jié)果

1.1 斷口定量分析范圍及原理

疲勞斷裂過程可表述為在周期循環(huán)載荷作用下，零件的關(guān)鍵部位材料微觀塑性變形、出現(xiàn)微裂紋、微裂紋緩慢擴展、形成可檢的宏觀裂紋、擴展直至長裂紋、最后發(fā)生斷裂。整個斷裂過程分別對應(yīng)疲勞源區(qū)、疲勞擴展區(qū)和瞬斷區(qū)[3-4]。

斷口定量分析是通過對斷口特征的定量描述，將斷口特征與材料的力學(xué)性能及斷裂過程的各種參數(shù)建立起關(guān)系，著重于估算失效因素的程度，如失效應(yīng)力大小、疲勞壽命長短等，目的在于確定深層次的失效原因，提出有針對性的改進方向和預(yù)防措施，確定零部件的可靠壽命與檢修周期，也可以在構(gòu)件使用前給出安全性和可靠性的評價[3-4]。據(jù)統(tǒng)計，結(jié)構(gòu)部件失效事故中疲勞斷裂模式約占80%。疲勞斷裂過程一般包括裂紋萌生、裂紋擴展、失穩(wěn)擴展及斷裂。在這3 個階段中，特別是前兩個階段，疲勞斷口上可能形成疲勞弧線、疲勞小弧線、疲勞條帶、疲勞臺階臨界裂紋長度、瞬斷區(qū)面積大小等參量，而定量分析的原理就是針對以上特征的定量關(guān)系，進而推導(dǎo)構(gòu)件斷裂過程的擴展壽命、萌生壽命、萌生應(yīng)力等，并建立與故障失效原因的關(guān)聯(lián)，為故障原因的查找提供有力數(shù)據(jù)支撐。

在疲勞斷口定量分析時，最關(guān)鍵是分析斷裂特征的變化規(guī)律與試驗條件間的對應(yīng)關(guān)系，進而確定疲勞斷口定量分析所需的疲勞特征參量，并選用合適的疲勞裂紋擴展速率da/dN 的數(shù)學(xué)表達式或定量反推模型，對用于定量的特征進行分析，確定用于定量分析的特征與壽命之間的關(guān)系[3-4]。

疲勞裂紋擴展速率可表述：在疲勞交變載荷作用下，每個循環(huán)的平均裂紋擴展量可表示為da/dN。每個循環(huán)可以是一個應(yīng)力循環(huán)，也可以是一個譜塊循環(huán)。根據(jù)具體的加載條件和規(guī)律的疲勞特征，裂紋擴展速率參量可選擇疲勞條帶、疲勞小弧線、疲勞弧線等。完整的疲勞裂紋擴展速率曲線見圖1，根據(jù)擴展速率特點，可分為Ⅰ區(qū)、Ⅱ區(qū)和Ⅲ區(qū)[3-4]。Paris 公式 da /dN=c(ΔK)n只適用于中部區(qū)和含裂紋構(gòu)件的剩余壽命，當(dāng)存在較高 ΔK值和壽命較短時，Paris 公式估算可獲得較精準(zhǔn)的壽命結(jié)果，而長壽命區(qū)估算結(jié)果相對保守。Paris 公式和梯形法計算的結(jié)果非常接近，可以因使用的方便性確定具體采用某種模型[5]。

圖1 疲勞裂紋擴展速率曲線Fig.1 Fatigue crack growth rate curve

1.2 典型載荷譜和斷口特征關(guān)聯(lián)性研究

全尺寸疲勞試驗件或工程構(gòu)件往往承受載荷譜應(yīng)力，又由于其結(jié)構(gòu)上的復(fù)雜性，具有與簡單疲勞試驗不同的斷口特征和斷裂方式。通過斷口反推的方法測量構(gòu)件在實際工作中的疲勞裂紋擴展曲線，確定構(gòu)件形成裂紋的時間，可以確定事故的原因和載荷類型，并確定安全的飛行壽命[6-12]。

在開展整機疲勞試驗的過程中，往往是以一個起落甚至若干起落為一循環(huán)周期，也稱為載荷譜塊，每一起落中又包括若干載荷循環(huán)，也就是循環(huán)周期-起落-載荷循環(huán)的層次關(guān)系。產(chǎn)生的疲勞特征一般是疲勞弧線、疲勞小弧線和疲勞條帶（圖2）。

通過對試驗件交替施加隨機譜和等幅譜，且記錄隨機譜的起落和等幅譜的循環(huán)次數(shù)試驗已經(jīng)證明：疲勞弧線是由不同的循環(huán)周期或起落產(chǎn)生的，且疲勞弧線與循環(huán)周期之間存在對應(yīng)關(guān)系；疲勞小弧線則是由不同的起落中的較大動作產(chǎn)生的，且疲勞小弧線與較大動作之間存在對應(yīng)關(guān)系；而疲勞條帶則是由一個起落內(nèi)的不同載荷循環(huán)產(chǎn)生的，由于載荷幅值的大小不斷變化，裂紋存在加速和閉合效應(yīng)，疲勞條帶數(shù)量與載荷循環(huán)次數(shù)之間不存在有規(guī)律的對應(yīng)關(guān)系[6-12]。

1.3 主槳葉大梁故障件斷口定量分析

主槳葉大梁故障件從下翼面和后緣轉(zhuǎn)接位置缺口起源，先穿透壁厚，然后沿下翼面和后緣2 個方向擴展，整個斷口均可見大量的疲勞弧線和疲勞條帶特征（圖3）。

首先對主槳葉大梁設(shè)計工況載荷譜進行分析[9-14]。

1）停地工況，承受800 N·m 級別的靜態(tài)揮舞彎矩，源區(qū)位置應(yīng)力約為-20 MPa。

2）空中慢車工況，在工況1 基礎(chǔ)上疊加離心力（154 kN），源區(qū)位置應(yīng)力約為60 MPa。

3）飛行工況，在工況1、工況2 基礎(chǔ)上：a）疊加揮舞和擺振彎矩、扭矩、切力（靜、動載荷，動載荷較大，揮舞彎矩占主要成份，擺振彎矩占次要成份，約差1 個數(shù)量級）；b）扭矩、切力的應(yīng)力貢獻較?。籧）揮舞動彎矩以1 Ω（3.53 Hz）成份為主，和少量2、6 Ω 成份；d）源區(qū)位置應(yīng)力以拉-拉為主。

4）每起落由工況1～工況2～工況3～工況2～工況1 組成（圖4）。

圖2 疲勞弧線、疲勞小弧線、疲勞條帶特征Fig.2 Fatigue curve, fatigue small curve, and fatigue stripe characteristic

按每個起落飛行時間相同進行估算，每個起落的飛行時間為0.285 h，每個起落以1 Ω 為主時的循環(huán)次數(shù)為3622 次，所以主槳葉大梁的服役總壽命為867 h（3037 起落），包含1.1×107循環(huán)次數(shù)。結(jié)合設(shè)計給定的載荷譜，較大載荷狀態(tài)為起落，且并無其他較大飛行動作引起弧線特征，分析認為疲勞弧線擴展存在一定的規(guī)律，弧線與起落存在對應(yīng)關(guān)系，所以對主槳葉大梁進行斷口定量分析時采用疲勞弧線參量。

圖3 主槳葉大梁斷口形貌Fig.3 Fracture morphology of main blade girder

圖4 每個起落應(yīng)力示意圖Fig.4 Diagram of each rise and fall stress

對主槳葉大梁斷口進行宏微觀觀察可知：斷口從源區(qū)至疲勞裂紋穿透壁厚深度為4.877 mm，可見17 條疲勞弧線，弧線間距為0.152～0.605 mm；之后裂紋沿大梁兩側(cè)長度方向擴展，均可見23 條弧線，擴展中期疲勞弧線間距較穩(wěn)定（17 條弧線），擴展后期速率相對較快，間距較寬（6 條弧線），沿長度方向擴展的疲勞弧線間距為0.425～11.178 mm（圖5）。由于裂紋擴展后期為不穩(wěn)定期，斷面上的弧線除了由起落產(chǎn)生外，導(dǎo)致其他與起落沒有對應(yīng)關(guān)系的大應(yīng)力變化也會產(chǎn)生，該區(qū)域存在6 個弧線特征，理論上不大于6 個起落。可知主槳葉大梁從源區(qū)至穿透壁厚深度的疲勞擴展壽命最多為17 個起落，從穿透壁厚至最后斷裂的疲勞擴展壽命最多為23 個起落，從源區(qū)至最后斷裂的疲勞擴展壽命最多為40 個起落，萌生壽命最早為2097起落。

圖5 主槳葉大梁故障斷口疲勞弧線擴展速率曲線Fig.5 Fracture fatigue arc expansion rate curve of main blade girder

1.4 主槳葉大梁模擬試驗驗證

目前，疲勞斷口的定量分析主要從兩方面進行研究并形成工程方法，一是采用模擬試驗和歸納的方法，二是采用理論指導(dǎo)下的試驗分析方法[3-17]。

為了更進一步確認主槳葉大梁斷口特征與載荷譜之間的關(guān)聯(lián)性，給出大梁擴展壽命及定檢周期，開展相關(guān)的模擬裂紋擴展試驗。主槳葉大梁模擬件疲勞裂紋擴展試驗過程為預(yù)置缺口→等幅擴展至壁厚穿透（5.3 萬次）→載荷調(diào)試→塊譜加載（10 塊）→停止。其中，模擬塊譜加載（圖6）類似一個三角波，在每個加載點均為離心力和揮舞擺振靜載荷+揮舞擺振動載荷，均為交變載荷，與故障大梁承受的一個理論起落載荷譜曲線類似。

主槳葉大梁模擬件從下翼面和后緣轉(zhuǎn)接位置預(yù)置缺口起源，先穿透壁厚，然后沿下翼面和后緣2 個方向擴展。穿透壁厚之后，斷口上可見11 條弧線，其中第1 條弧線為裂紋穿透時的分界線，在斷口上沿下翼面?zhèn)群秃缶墏?cè)均分別記做第0 條弧線，沿著下翼面和后緣方向分別對第1～10 條弧線間距進行測量（圖7），并計算出第n 條弧線距缺口中部的距離和裂紋總長度等數(shù)據(jù)。將斷口定量分析的數(shù)據(jù)與裂紋監(jiān)測數(shù)據(jù)進行對比，曲線見圖8。由結(jié)果可知，排除表面裂紋測量和心部主裂紋擴展路徑測量的不同外，模擬件壽命斷口定量分析結(jié)果與監(jiān)測結(jié)果完全吻合。

圖6 模擬試驗1 個塊譜曲線Fig.6 A simulation block spectrum curve

圖7 模擬件斷口疲勞弧線與塊譜的對應(yīng)關(guān)系Fig.7 Relationship between fracture fatigue curve and common spectrum of simulated parts

圖8 模擬件和故障件后緣側(cè)裂紋擴展速率對比曲線Fig.8 Comparison curve of crack growth rate at the rear edge of the simulated and the fault part

對模擬件和故障件斷口進行比對分析，可知2 件斷口均從下翼面和后緣轉(zhuǎn)接位置起源，先穿透壁厚，然后沿下翼面和后緣兩個方向擴展，穿透壁厚之后均可見疲勞弧線和疲勞條帶特征，且疲勞弧線間距逐漸增加。不同點是，模擬件斷口上弧線明顯清晰可見，且較故障件斷面上弧線間距明顯更寬，按弧線反推模擬件擴展速率明顯較故障件擴展速率更快。

1.5 模擬件斷口定量深入分析

對主槳葉大梁模擬件斷口弧線間的疲勞特征與塊譜交變載荷進行分析。每個塊譜交變載荷包括6 種載荷工況，將各工況由大到小排列可知，當(dāng)載荷幅值為1261、1062 N·m 時的循環(huán)累加占1 個塊譜循環(huán)總數(shù)的比例分別為38%、78%（表1）；對后緣側(cè)穿透壁厚至停止試驗弧線之間的疲勞條帶進行計算，結(jié)果見表2，由結(jié)果可知，前8 條弧線間條帶數(shù)量約占1 個塊譜總循環(huán)數(shù)比例為30%～47%，接近載荷幅值為1261 N·m 時累計循環(huán)數(shù)占總數(shù)的比例38%（圖9）。分析認為，主槳葉大梁模擬件發(fā)生裂紋擴展的門檻值可能為1261 N·m 動載荷，當(dāng)擴展至后期，隨著裂紋的張口逐漸增加和結(jié)構(gòu)的改變，1062 N·m 動載荷也發(fā)生裂紋擴展。

表1 模擬塊譜載荷幅值循環(huán)累加及占1 個塊譜總循環(huán)數(shù)的比例Table 1 Radio of cycle accumulation of load amplitude of block spectrum to the total number of cycles of 1 block spectrum

表2 后緣側(cè)弧線間疲勞條帶數(shù)量及占1 個塊譜總循環(huán)數(shù)比例Table 2 The number of fatigue bands and the ratio of them to the total number of cycles in 1 block spectrum

圖9 主槳葉大梁模擬件發(fā)生裂紋擴展的載荷門檻值Fig.9 Load threshold value of crack propagation in simulated beam with main blade girder

2 結(jié)論

1）主槳葉大梁故障件從源區(qū)至穿透壁厚深度的疲勞擴展壽命約為17 個起落，從穿透壁厚至最后斷裂的疲勞擴展壽命約為23 個起落，從源區(qū)至最后斷裂的疲勞擴展壽命約為40 個起落，萌生壽命約為2097 個起落。

2）采用疲勞弧線對外場使用的槳葉部件壽命定量分析，疲勞弧線與加載譜塊數(shù)量完全對應(yīng)，效果良好，對故障大梁壽命反推進行了驗證。

3）故障主槳葉大梁的擴展速率較模擬件擴展速率略慢，彌補了外場監(jiān)測不到位的不足，為主槳葉大梁壽命評估和設(shè)制定檢周期服務(wù)，可為大梁損傷容限進行評價，當(dāng)裂紋穿透壁厚壓力傳感器告警后的損傷容限周期至少為10 個起落。